4.11.1 Subsonische versus supersonische stroom #

In subsonische aerodynamica is de theorie van lift gebaseerd op de krachten die op een lichaam worden gegenereerd en een bewegend gas (lucht) waarin het wordt ondergedompeld. Bij snelheden van ongeveer 260 knopen kan lucht als onsamendrukbaar worden beschouwd, omdat op een vaste hoogte de dichtheid bijna constant blijft terwijl de druk varieert. Onder deze aanname werkt lucht hetzelfde als water en wordt geclassificeerd als een vloeistof. Subsonische aerodynamische theorie gaat er ook van uit dat de effecten van viscositeit (de eigenschap van een vloeistof die de neiging heeft om beweging van het ene deel van de vloeistof ten opzichte van het andere te voorkomen) verwaarloosbaar zijn, en classificeert lucht als een ideale vloeistof, in overeenstemming met de principes van ideaal-vloeistof aerodynamica zoals Als continuïteit, het principe van Bernoulli, en de circulatie.

In werkelijkheid is lucht samendrukbaar en stroperig. Hoewel de effecten van deze eigenschappen verwaarloosbaar zijn bij lage snelheden, worden vooral samendrukbaarheidseffecten steeds belangrijker naarmate de snelheid toeneemt. Samendrukbaarheid (en in mindere mate viscositeit) is van het grootste belang bij snelheden die de snelheid van het geluid naderen. In deze snelheidsbereiken veroorzaakt samendrukbaarheid een verandering in de dichtheid van de lucht rond een vliegtuig.

Tijdens de vlucht produceert een vleugel lift door de luchtstroom over het bovenoppervlak te versnellen. Deze versnelde lucht kan en bereikt sonische snelheden, ook al vliegt het vliegtuig zelf subsonisch. Bij sommige extreme AOA’s, in sommige vliegtuigen, kan de snelheid van de lucht over het bovenoppervlak van de vleugel het dubbele snelheid van het vliegtuig zijn. Het is daarom heel goed mogelijk om tegelijkertijd zowel supersonische als subsonische luchtstroom op een vliegtuig te hebben. Wanneer stromingssnelheden sonische snelheden bereiken op een locatie op een vliegtuig (zoals het gebied van de maximale camber op de vleugel), resulteert verdere versnelling in het begin van samendrukbaarheidseffecten zoals schokgolfvorming, weerstandstoename, kletteren, stabiliteit en controleproblemen. Subsonische stroomprincipes zijn ongeldig bij alle snelheden boven dit punt. [Figuur 4-56]

4.11.2 Snelheidsbereiken #

De snelheid van het geluid varieert met de temperatuur. Onder standaard temperatuuromstandigheden van 15 °C is de geluidssnelheid op zeeniveau 661 knopen. Op 40.000 voet, waar de temperatuur -55 °C is, neemt de snelheid van het geluid af tot 574 knopen. Bij hogesnelheidsvluchten en/of vluchten op grote hoogte wordt de meting van de snelheid uitgedrukt in termen van een “Mach-getal” – de verhouding van de werkelijke luchtsnelheid van het vliegtuig tot de snelheid van het geluid in dezelfde atmosferische omstandigheden. Een vliegtuig dat met de snelheid van het geluid reist, reist bij Mach 1.0. Vliegtuigsnelheidsregimes worden ongeveer als volgt gedefinieerd: Subsonic-Mach-getallen onder 0,75; Transonic-Mach-getallen van 0,75 tot 1,20; Supersonisch—Mach-getallen van 1.20 tot 5.00; Hypersonisch-Mach-getallen boven 5,00.

Terwijl vluchten in de transsonische en supersonische afstanden vaak voorkomen voor militaire vliegtuigen, werken burgervliegtuigen normaal gesproken in een kruissnelheid van Mach 0,7 tot 0,90.

De snelheid van een vliegtuig waarin de luchtstroom over een deel van het vliegtuig of de betreffende constructie eerst bereikt (maar niet overschrijdt) Mach 1.0 wordt “kritisch Mach-nummer” of “mach-crit” genoemd. Kritisch Mach-getal is dus de grens tussen subsonische en transsonische vluchten en is grotendeels afhankelijk van het ontwerp van de vleugel en het vleugelprofiel. Kritisch Mach-getal is een belangrijk punt in de transsonische vlucht. Wanneer zich schokgolven vormen op het vliegtuig, kunnen er luchtstroomscheiding gevolgd door buffet- en vliegtuigcontroleproblemen optreden. Schokgolven, buffet en luchtstroomscheiding vinden plaats boven het kritieke Mach-nummer. Een straalvliegtuig is doorgaans het meest efficiënt bij het cruisen op of in de buurt van het kritieke Mach-nummer. Bij snelheden die 5-10 procent boven het kritieke Mach-getal staan, beginnen samendrukbaarheidseffecten. De weerstand begint sterk te stijgen. Geassocieerd met de “sleepstijging” zijn buffet-, trim- en stabiliteitsveranderingen, en een afname van de effectiviteit van het controleoppervlak. Dit is het punt van “sleep divergentie.” [Figuur 4-57]

VMO/MMO wordt gedefinieerd als de maximale werklimietsnelheid. VMO wordt uitgedrukt in knopen gekalibreerde luchtsnelheid (KCAS), terwijl MMO wordt uitgedrukt in Mach-getal. De VMO-limiet wordt meestal geassocieerd met operaties op lagere hoogten en houdt zich bezig met structurele belastingen en flutter. De MMO-limiet wordt geassocieerd met operaties op grotere hoogten en houdt zich meestal meer bezig met samendrukbaarheidseffecten en flutter. Op lagere hoogten zijn structurele belasting en flutter een punt van zorg; Op grotere hoogten zijn samendrukbaarheidseffecten en flutter een punt van zorg.

Naleving van deze snelheden voorkomt structurele problemen als gevolg van dynamische druk of flutter, degradatie in de respons van de vliegtuigcontrole als gevolg van samendrukbaarheidseffecten (bijv. Mach Tuck, Aileron Reversal of Buzz) en gescheiden luchtstroom als gevolg van schokgolven, resulterend in verlies van lift of trilling en buffet. Elk van deze verschijnselen kan voorkomen dat de piloot het vliegtuig adequaat kan besturen.

Een vroeg burgervliegtuig had bijvoorbeeld een VMO-limiet van 306 KCA’s tot ongeveer FL 310 (op een standaarddag). Op deze hoogte (FL 310) was een MMO van 0,82 ongeveer gelijk aan 306 KCA’s. Boven deze hoogte was een MMO van 0,82 altijd gelijk aan een KCAS van minder dan 306 KCA’s en werd dus de bedrijfslimiet omdat je de VMO-limiet niet kon bereiken zonder eerst de MMO-limiet te bereiken. Bij FL 380 is bijvoorbeeld een MMO van 0,82 gelijk aan 261 KCA’s.

4.11.3 Mach-nummer versus luchtsnelheid #

Het is belangrijk om te begrijpen hoe de luchtsnelheid varieert met het Mach-getal. Bedenk bijvoorbeeld hoe de stalsnelheid van een straaltransportvliegtuig varieert met een grotere hoogte. De toename van de hoogte resulteert in een overeenkomstige daling van de luchtdichtheid en buitentemperatuur. Stel dat dit jettransport in de schone configuratie (gear en flaps up) is en 550.000 pond weegt. Het vliegtuig kan op zeeniveau ongeveer 152 kCA’s afslaan. Dit is gelijk aan (op een standaarddag) een echte snelheid van 152 kTA’s en een Mach-getal van 0,23. Bij FL 380 zal het vliegtuig nog steeds afslaan op ongeveer 152 kCA’s, maar de werkelijke snelheid is ongeveer 287 kTA’s met een Mach-getal van 0,50.

Hoewel de afslagsnelheid voor onze doeleinden hetzelfde is gebleven, zijn zowel het Mach-getal als de TA’s toegenomen. Met toenemende hoogte is de luchtdichtheid afgenomen; Dit vereist een snellere echte luchtsnelheid om dezelfde druk te laten detecteren door de pitotbuis voor dezelfde KCA’s of KIA’s (voor onze doeleinden zijn KCA’s en KIA’s relatief dicht bij elkaar). De dynamische druk die de vleugel ervaart bij FL 380 bij 287 KTA’s is hetzelfde als op zeeniveau bij 152 kTA’s. Het vliegt echter op een hoger Mach-nummer.

Een andere factor om te overwegen is de snelheid van het geluid. Een daling van de temperatuur in een gas resulteert in een afname van de snelheid van het geluid. Dus, terwijl het vliegtuig in hoogte klimt met het dalen van de buitentemperatuur, daalt de snelheid van het geluid. Op zeeniveau is de snelheid van het geluid ongeveer 661 KCA’s, terwijl het bij FL 380 574 kCA’s is. Dus voor onze jettransportvliegtuigen is de stalsnelheid (in KTAS) van 152 op zeeniveau naar 287 bij FL 380 gegaan. Tegelijkertijd is de snelheid van het geluid (in KCA’s) afgenomen van 661 naar 574 en het Mach-nummer is toegenomen van 0,23 (152 kTA’s gedeeld door 661 kTA’s) tot 0,50 (287 kTA’s gedeeld door 574 kTA’s). Al die tijd zijn de KCA’s voor Stall constant gebleven op 152. Dit beschrijft wat er gebeurt als het vliegtuig constant KCA’s met toenemende hoogte heeft, maar wat gebeurt er als de piloot Mach constant houdt tijdens de klim? Bij normale straalvluchtoperaties is de klim op 250 kias (of hoger (bijv. zwaar) tot 10.000 voet en dan op een gespecificeerde onderweg luchtsnelheid (zoals ongeveer 330 als een DC10) tot een hoogte in de “Mid-twintig” waar de piloot vervolgens met een constant Mach-nummer klimt om hoogte te kruisen.

Uitgaande van illustratiedoeleinden dat de piloot met een MMO van 0,82 klimt van zeeniveau tot FL 380. KCA’s gaat van 543 tot 261. De KIA’s op elke hoogte zouden hetzelfde gedrag volgen en verschillen slechts met een paar knopen. Bedenk uit de eerdere discussie dat de snelheid van het geluid afneemt met de temperatuurdaling naarmate het vliegtuig omhoog gaat. Het Mach-getal is gewoon de verhouding van de echte luchtsnelheid tot de snelheid van het geluid bij vliegomstandigheden. De betekenis hiervan is dat bij een constant Mach-getalklim de KCA’s (en KTA’s of KIA’s ook) afvallen. Als het vliegtuig bij deze constante MMO hoog genoeg zou klommen met afnemende KIA’s, KCA’s en KTA’s, zou het zijn kraamsnelheid beginnen te naderen. Op een gegeven moment kon de stalsnelheid van het vliegtuig in het Mach-nummer gelijk zijn aan de MMO van het vliegtuig, en de piloot kon niet vertragen (zonder af te slaan) of versnellen (zonder de maximale werksnelheid van het vliegtuig te overschrijden). Dit wordt de “Coffin Corner” genoemd.

4.11.4 Grenslaag #

De viskeuze aard van de luchtstroom vermindert de lokale snelheden op een oppervlak en is verantwoordelijk voor huidwrijving. Zoals eerder in het hoofdstuk besproken, is de laag lucht over het oppervlak van de vleugel die wordt vertraagd of gestopt door viscositeit, de grenslaag. Er zijn twee verschillende soorten grenslaagstroom: laminair en turbulent.

4.11.5 Laminaire grenslaagstroom #

De laminaire grenslaag is een zeer soepele stroom, terwijl de turbulente grenslaag swirls of “eddies” bevat. De laminaire stroom zorgt voor minder wrijvingsweerstand dan de turbulente stroom, maar is minder stabiel. Grenslaagstroom over een vleugeloppervlak begint als een gladde laminaire stroom. Naarmate de stroom teruggaat van de voorrand, neemt de laminaire grenslaag toe in dikte.

4.11.6 Turbulente grenslaagstroom #

Op enige afstand terug van de voorrand breekt de gladde laminaire stroom af en gaat over naar een turbulente stroom. Vanuit een sleepstandpunt is het raadzaam om de overgang van laminaire naar turbulente stroming zo ver mogelijk naar achteren op de vleugel te hebben, of een grote hoeveelheid van het vleugeloppervlak binnen het laminaire deel van de grenslaag te hebben. De laminaire stroming met lage energie heeft echter de neiging om plotselinger af te breken dan de turbulente laag.

4.11.7 Grenslaagscheiding #

Een ander fenomeen geassocieerd met viskeuze stroom is scheiding. Scheiding vindt plaats wanneer de luchtstroom breekt van een vleugelprofiel. De natuurlijke progressie is van laminaire grenslaag naar turbulente grenslaag en vervolgens naar luchtstroomscheiding. Luchtstroomscheiding produceert een hoge weerstand en vernietigt uiteindelijk de lift. Het scheidingspunt van de grenslaag beweegt naar voren op de vleugel naarmate de AOA wordt verhoogd. [Figuur 4-58]

Vortex-generatoren worden gebruikt om door schokgolven geïnduceerde grenslaagscheiding te vertragen of te voorkomen die in transsonische vluchten wordt aangetroffen. Het zijn kleine vleugelprofielen met een lage aspectverhouding die op een AOA van 12° tot 15° en de luchtstroom zijn geplaatst. Meestal op een afstand van een paar centimeter van elkaar langs de vleugel voor de rolroeren of andere stuuroppervlakken, creëren vortex-generatoren een vortex die de grensluchtstroom vermengt met de luchtstroom met hoge energie net boven het oppervlak. Dit produceert hogere oppervlaktesnelheden en verhoogt de energie van de grenslaag. Een sterkere schokgolf is dus nodig om luchtstroomscheiding te produceren.

4.11.8 Schokgolven #

Wanneer een vliegtuig met subsonische snelheden vliegt, wordt de lucht vooruit “gewaarschuwd” voor de komst van het vliegtuig door een drukverandering die voor het vliegtuig wordt uitgezonden met de snelheid van het geluid. Vanwege deze waarschuwing begint de lucht opzij te bewegen voordat het vliegtuig arriveert en is het voorbereid om het gemakkelijk te laten passeren. Wanneer de snelheid van het vliegtuig de snelheid van het geluid bereikt, kan de drukverandering de lucht die voor u ligt niet langer waarschuwen omdat het vliegtuig zijn eigen drukgolven bijhoudt. Integendeel, de luchtdeeltjes stapelen zich voor het vliegtuig op, waardoor de stroomsnelheid direct voor het vliegtuig afneemt met een overeenkomstige toename van de luchtdruk en dichtheid.

Naarmate de snelheid van het vliegtuig toeneemt tot boven de snelheid van het geluid, de druk en de dichtheid van de perslucht die voor het vliegtuig liggen toenemen, breidt het compressiegebied zich op enige afstand voor het vliegtuig uit. Op een bepaald moment in de luchtstroom zijn de luchtdeeltjes volledig ongestoord, omdat ze geen geavanceerde waarschuwing voor de nadering van het vliegtuig hebben gehad, en in het volgende moment worden dezelfde luchtdeeltjes gedwongen plotselinge en drastische veranderingen in temperatuur, druk, dichtheid en snelheid te ondergaan. De grens tussen de ongestoorde lucht en het gebied van perslucht wordt een schok- of “compressiegolf” genoemd. Ditzelfde type golf wordt gevormd wanneer een supersonische luchtstroom wordt vertraagd naar subsonisch zonder een verandering van richting, zoals wanneer de luchtstroom wordt versneld tot sonische snelheid over het gewelfde deel van een vleugel, en vervolgens vertraagd tot subsonische snelheid naarmate het gebied van de maximale camber wordt gepasseerd. Een schokgolf vormt zich als een grens tussen de supersonische en subsonische afstanden.

Telkens wanneer een schokgolf loodrecht op de luchtstroom vormt, wordt deze een “normale” schokgolf genoemd en de stroom direct achter de golf is subsonisch. Een supersonische luchtstroom die door een normale schokgolf gaat, ervaart deze veranderingen:

• De luchtstroom wordt vertraagd tot subsonisch.
• De luchtstroom direct achter de schokgolf verandert niet van richting.
• De statische druk en dichtheid van de luchtstroom achter de golf wordt sterk verhoogd.
• De energie van de luchtstroom (aangegeven door totale druk – dynamisch plus statisch) wordt sterk verminderd.

Schokgolfvorming veroorzaakt een toename van de weerstand. Een van de belangrijkste effecten van een schokgolf is de vorming van een dicht hoge drukgebied direct achter de golf. De instabiliteit van het hogedrukgebied, en het feit dat een deel van de snelheidsenergie van de luchtstroom wordt omgezet in warmte terwijl deze door de golf stroomt, is een bijdragende factor in de weerstandstoename, maar de weerstand als gevolg van luchtstroomscheiding is veel groter. Als de schokgolf sterk is, heeft de grenslaag mogelijk niet voldoende kinetische energie om de luchtstroomscheiding te weerstaan. De weerstand die in het transsonische gebied wordt veroorzaakt als gevolg van schokgolfvorming en luchtstroomscheiding staat bekend als ‘golfweerstand’. Wanneer de snelheid het kritieke Mach-getal met ongeveer 10 procent overschrijdt, neemt de golfweerstand sterk toe. Een aanzienlijke toename van de stuwkracht (kracht) is vereist om de vliegsnelheid voorbij dit punt in het supersonische bereik te verhogen, waar, afhankelijk van de vorm van het vleugelprofiel en de aanvalshoek, de grenslaag opnieuw kan worden bevestigd.

Normale schokgolven vormen zich op het bovenoppervlak van de vleugel en vormen een extra gebied van supersonische stroom en een normale schokgolf op het onderoppervlak. Naarmate de vliegsnelheid de snelheid van het geluid nadert, worden de gebieden van de supersonische stroom groter en komen de schokgolven dichter bij de achterrand. [Figuur 4-59]

Geassocieerd met “drag rise” zijn buffet (bekend als Mach-buffet), trim- en stabiliteitsveranderingen en een afname van de controle

effectiviteit afdwingen. Het verlies van lift als gevolg van luchtstroomscheiding resulteert in een verlies van downwash en een verandering in de positie van de middelste druk op de vleugel. Luchtstroomscheiding veroorzaakt een turbulent zoeft achter de vleugel, waardoor de staartoppervlakken worden gebombardeerd (trillen). De neus-up en neus-omlaag toonhoogteregeling van de horizontale staart is afhankelijk van de neerwaartse spoeling achter de vleugel. Een toename van de neerwaartse spoeling vermindert dus de effectiviteit van de toonhoogteregeling van de horizontale staart, omdat het de aanvalshoek die het staartoppervlak ziet effectief verhoogt. Beweging van de vleugel CP beïnvloedt het vleugel pitching moment. Als de CP naar achteren beweegt, wordt een duikmoment dat “mach tuck” of “tuck onder” wordt genoemd, geproduceerd en als het vooruit gaat, wordt een neus-upmoment geproduceerd. Dit is de belangrijkste reden voor de ontwikkeling van de T-staartconfiguratie op veel turbine-aangedreven vliegtuigen, die de horizontale stabilisator voor zover praktisch vanaf de turbulentie van de vleugels plaatst.

4.11.9 Sweepback #

De meeste moeilijkheden van transsonische vluchten worden geassocieerd met door schokgolf veroorzaakte stroomscheiding. Daarom verbetert elk middel om de door schok geïnduceerde scheiding te vertragen of te verlichten de aerodynamische prestaties. Een methode is Wing Sweepback. Sweepback-theorie is gebaseerd op het concept dat alleen het onderdeel van de luchtstroom loodrecht op de voorrand van de vleugel is die de drukverdeling en vorming van schokgolven beïnvloedt. [Figuur 4-60]

Op een vliegtuig met rechte vleugels raakt de luchtstroom de voorrand van de vleugel op 90 ° en de volledige impact ervan produceert druk en lift. Een vleugel met sweepback wordt geraakt door dezelfde luchtstroom onder een hoek kleiner dan 90°. Deze luchtstroom op de geveegde vleugel heeft tot gevolg dat de vleugel wordt overtuigd dat hij langzamer vliegt dan hij in werkelijkheid is; Zo wordt de vorming van schokgolven vertraagd. Voordelen van Wing Sweep zijn onder meer een toename van het kritieke Mach-getal, het getal van de krachtdivergentie en het Mach-getal waarbij de weerstand pieken stijgt. Met andere woorden, sweep vertraagt het begin van samendrukbaarheidseffecten.

Het Mach-getal, dat een scherpe verandering in de luchtweerstandscoëfficiënt veroorzaakt, wordt het Mach-getal “krachtdivergentie” genoemd en overschrijdt, voor de meeste vleugels, meestal het kritieke Mach-getal met 5 tot 10 procent. Bij deze snelheid kan de luchtstroomscheiding veroorzaakt door schokgolfvorming significante variaties veroorzaken in de sleep-, lift- of pitching-momentcoëfficiënten. Naast de vertraging van het begin van samendrukbaarheidseffecten, vermindert sweepback de grootte in de veranderingen van weerstand, lift of momentcoëfficiënten. Met andere woorden, het gebruik van sweepback “verzacht” de krachtdivergentie.

Een nadeel van geveegde vleugels is dat ze de neiging hebben om te stoppen bij de vleugeltips in plaats van bij de vleugelwortels. [Figuur 4-61] Dit komt omdat de grenslaag de neiging heeft om spangewijs naar de uiteinden te stromen en nabij de voorranden te scheiden. Omdat de uiteinden van een geveegde vleugel zich op het achterste deel van de vleugel bevinden (achter de CL), zorgt een vleugeltipstall ervoor dat de CL naar voren op de vleugel beweegt, waardoor de neus verder omhoog komt. De tendens voor tipstall is het grootst wanneer vleugelveger en taper worden gecombineerd.

De stalsituatie kan worden verergerd door een T-staartconfiguratie, die weinig of geen pre-stallwaarschuwing geeft in de vorm van een buffet met een staartbesturingsoppervlak. [Figuur 4-62] De T-staart, die boven het vleugelkielzog is, blijft effectief, zelfs nadat de vleugel is begonnen af te slaan, waardoor de piloot per ongeluk de vleugel in een veel grotere AOA in een diepere stal kan drijven. Als de horizontale staartoppervlakken dan begraven worden in het kielzog van de vleugel, kan de lift alle effectiviteit verliezen, waardoor het onmogelijk wordt om de toonhoogte te verminderen en de stal te breken. In de regimes van vóór de stal en onmiddellijk na de stalling, kunnen de lift-/drag-kwaliteiten van een geveegd vleugelvliegtuig (met name de enorme toename van de weerstand bij lage snelheden) een steeds dalend vluchtpad veroorzaken zonder verandering in de toonhoogte, waardoor de AOA verder toeneemt. In deze situatie, zonder betrouwbare AOA-informatie, is een houding met een neus naar beneden met een toenemende luchtsnelheid geen garantie dat herstel is bewerkstelligd, en de beweging van de lift in dit stadium kan het vliegtuig alleen maar vasthouden.

Het is een kenmerk van T-staartvliegtuigen om venijnig op te pinnen wanneer het in extreme neushoge houdingen wordt vastgehouden, waardoor herstel moeilijk of gewelddadig wordt. De stick pusher remt dit type stalling. Bij ongeveer één knoop boven de stalsnelheid bewegen voorgeprogrammeerde stokkrachten automatisch de stok naar voren, waardoor de stalling zich niet kan ontwikkelen. Een G-limiter kan ook in het systeem worden opgenomen om te voorkomen dat de door de stokduwer gegenereerde pitch naar beneden overmatige belastingen op het vliegtuig oplegt. Een “stick shaker”, aan de andere kant, geeft een stalwaarschuwing wanneer de luchtsnelheid vijf tot zeven procent hoger is dan de stalsnelheid.

4.11.10 Mach Buffetgrenzen #

Mach Buffet is een functie van de snelheid van de luchtstroom over de vleugel – niet noodzakelijk de snelheid van het vliegtuig. Elke keer dat er een te grote vraag naar de lift wordt gemaakt, wordt het “high-speed” buffet, of het nu een te snelle luchtsnelheid is of van een te hoge AOA in de buurt van de MMO, gevraagd, het “high-speed” buffet. Er zijn ook gelegenheden waarbij het buffet kan worden ervaren bij veel lagere snelheden die bekend staan ​​als het ‘low-speed Mach-buffet’.

Een vliegtuig dat met een snelheid te langzaam wordt gevlogen voor zijn gewicht en hoogte, waardoor een hoge AOA nodig is, is de meest waarschijnlijke situatie die een Mach-buffet met lage snelheid veroorzaakt. Deze zeer hoge AOA heeft het effect van het verhogen van de luchtstroomsnelheid over het bovenoppervlak van de vleugel totdat dezelfde effecten van de schokgolven en het buffet optreden als in de snelle buffetsituatie. De AOA van de vleugel heeft het grootste effect op het induceren van het Mach-buffet op de hoge of lage snelheidsgrenzen voor het vliegtuig. De omstandigheden die de AOA verhogen, de snelheid van de luchtstroom over de vleugel en de kansen van Mach Buffet zijn:

• Grote hoogten – hoe hoger een vliegtuig vliegt, hoe dunner de lucht en hoe groter de AOA die nodig is om de lift te produceren die nodig is om een ​​gelijkmatige vlucht te behouden.
• Zware gewichten – hoe zwaarder het vliegtuig, hoe groter de lift die nodig is van de vleugel en alle andere dingen gelijk zijn, hoe groter de AOA.
• G Laden—Een toename van de G-belasting op het vliegtuig heeft hetzelfde effect als het verhogen van het gewicht van het vliegtuig. Of de toename van G-krachten wordt veroorzaakt door bochten, ruw controlegebruik of turbulentie, het effect van het verhogen van de AOA van de vleugel is hetzelfde.

4.11.11 Vluchtbediening met hoge snelheid #

Op hogesnelheidsvliegtuigen zijn vluchtbesturingen onderverdeeld in primaire vluchtbesturingen en secundaire of hulpvluchtbesturingen. De primaire vluchtbediening manoeuvreert het vliegtuig rond de pitch, roll en gierassen. Ze omvatten de rolroeren, lift en roer. Secundaire of hulpvluchtbedieningen zijn onder meer lipjes, voorrandflappen, flappen voor de trailing edge, spoilers en lamellen.

Spoilers worden gebruikt op het bovenoppervlak van de vleugel om de lift te bederven of te verminderen. Hogesnelheidsvliegtuigen gebruiken vanwege hun schone ontwerp met lage weerstand spoilers als snelheidsremmen om ze te vertragen. Spoilers worden onmiddellijk na de touchdown uitgebreid om de lift te dumpen en zo het gewicht van het vliegtuig van de vleugels op de wielen over te brengen voor betere remprestaties. [Figuur 4-63]

Jettransportvliegtuigen hebben kleine rolroeren. De ruimte voor rolroeren is beperkt omdat er voor flappen zoveel mogelijk van de achterrand van de vleugel nodig is. Ook zou een conventioneel rolroer een vleugelverdraaiing veroorzaken bij hoge snelheid. Om die reden worden spoilers in combinatie met rolroeren gebruikt om extra rolbesturing te bieden.

Sommige straaltransporten hebben twee sets rolroeren, een paar buitenboordmotoren met lage snelheid en een paar snelle binnenboordwielroeren. Wanneer de kleppen volledig worden teruggetrokken na het opstijgen, worden de buitenboordmotoren automatisch in de gestroomlijnde positie geblokkeerd.

Bij gebruik voor rolcontrole, strekt de spoiler aan de zijkant van het opgaande rolroer zich uit en vermindert de lift aan die kant, waardoor de vleugel valt. Als de spoilers worden verlengd als snelheidsremmen, kunnen ze nog steeds worden gebruikt voor rolcontrole. Als ze van het differentieeltype zijn, strekken ze zich verder aan de ene kant uit en trekken ze aan de andere kant in. Als ze het niet-differentiële type zijn, strekken ze zich verder aan de ene kant uit, maar trekken ze niet terug aan de andere kant. Wanneer ze volledig zijn uitgeschoven als snelheidsremmen, blijven de niet-differentiële spoilers verlengd en worden de rolroeren niet aangevuld.

Om een gladde stalling en een hogere AOA zonder luchtstroomscheiding te verkrijgen, moet de voorrand van de vleugel een goed afgeronde, bijna stompe vorm hebben waaraan de luchtstroom kan hechten bij de hogere AOA. Met deze vorm begint de scheiding van de luchtstroom aan de achterrand en vordert geleidelijk naar voren naarmate de AOA wordt verhoogd.

De spitse voorrand die nodig is voor hogesnelheidsvlucht resulteert in een abrupte stalling en beperkt het gebruik van achterrandflappen omdat de luchtstroom de scherpe bocht rond de voorrand van de vleugel niet kan volgen. De luchtstroom heeft de neiging om vrij plotseling los te scheuren van het bovenoppervlak bij een matige AOA. Om trailing edge flappen te gebruiken en zo de CL-max te verhogen, moet de vleugel naar een hogere AOA gaan zonder luchtstroomscheiding. Daarom worden leading edge-sleuven, lamellen en flappen gebruikt om de kenmerken met lage snelheid te verbeteren tijdens het opstijgen, klimmen en landen. Hoewel deze apparaten niet zo krachtig zijn als achterrandflappen, zijn ze effectief wanneer ze worden gebruikt met volledige overspanning in combinatie met hoge lifting-randflappen. Met behulp van deze geavanceerde high-lift apparaten wordt de luchtstroomscheiding vertraagd en wordt de CL-max aanzienlijk verhoogd. In feite is een vermindering van 50 knopen in de stalsnelheid niet ongewoon.

De operationele vereisten van een groot straaltransportvliegtuig vereisen grote veranderingen in de pitch trim. Enkele eisen zijn:

• een groot CG-bereik
• een groot snelheidsbereik
• De mogelijkheid om grote trimveranderingen uit te voeren vanwege de vleugelleading edge en de achterrand high-lift apparaten zonder de hoeveelheid lift die overblijft te beperken
• Trimweerstand tot een minimum behouden

Aan deze eisen wordt voldaan door het gebruik van een horizontale stabilisator met variabele incidentie. Grote trimveranderingen op een vliegtuig met vaste staart vereisen grote doorbuigingen in de lift. Bij deze grote doorbuigingen blijft er weinig verdere liftbeweging in dezelfde richting. Een horizontale stabilisator met variabele incidentie is ontworpen om de trimveranderingen weg te nemen. De stabilisator is groter dan de lift en hoeft bijgevolg niet door een zo grote hoek te worden bewogen. Hierdoor stroomlijnt de lift het staartvlak met een volledig bewegingsbereik op en neer. De horizontale stabilisator met variabele incidentie kan

worden ingesteld om het grootste deel van de vraag naar pitch control af te handelen, waarbij de lift de rest afhandelt. Op vliegtuigen die zijn uitgerust met een horizontale stabilisator met variabele incidentie, is de lift kleiner en minder effectief in isolatie dan op een vliegtuig met vaste staart. In vergelijking met andere vluchtcontroles is de horizontale stabilisator met variabele incidentie enorm krachtig in zijn effect.

Vanwege de grootte en hoge snelheden van straaltransportvliegtuigen, kunnen de krachten die nodig zijn om de stuuroppervlakken te verplaatsen buiten de sterkte van de piloot liggen. Bijgevolg worden de stuurvlakken bediend door hydraulische of elektrische energie-eenheden. Het verplaatsen van de bedieningselementen in de cockpit delt de vereiste regelhoek en de voedingseenheid positioneert het eigenlijke besturingsoppervlak. In het geval van een volledige storing van de voedingseenheid, kan de beweging van het bedieningsoppervlak worden bewerkstelligd door handmatig de bedieningslipjes te bedienen. Door het tabblad Controle te verplaatsen, wordt de aerodynamische balans verstoord, waardoor het bedieningsoppervlak beweegt.