Почему авиалайнеры по своей природе не «стабильны по скорости»?

Легкие самолеты и транспортные самолеты ведут себя абсолютно одинаково в отношении дифферентовки на скорость. Триммер предназначен для угла атаки, но мощность влияет на этот триммер, а фугоидные колебания происходят по скорости и тангажу, потому что обратная связь имеет второй порядок.

Boeing FBW без проблем имитирует что-либо. Он просто преобразует управляющие усилия и положение точно так же, как гидромеханическое звено, только в электрические сигналы. Самолет по-прежнему стабилен.

Все самолеты Airbus также стабильны, но их FBW ослабляет стабильность за счет автоматической регулировки текущей скорости. В результате боковой джойстик регулирует угол траектории полета, а мощность регулирует скорость.

Единственным исключением из стабильности являются истребители (начиная с F-16). Они аэродинамически нестабильны, чтобы получить более быструю реакцию на управление, а их FBW делает их нейтральными (то есть штурвал / ручка снова контролируют угол траектории полета).

Причина того, что большие самолеты часто не совсем стабильны по скорости, заключается в том, что линия тяги не проходит через центр тяжести самолета. Таким образом, изменение настройки тяги вызовет изменение момента тангажа.

В небольших винтовых самолетах тяга обычно действует через центр тяжести или вблизи него, и, следовательно, самолеты стабильны по скорости.

Попробую подойти к этому немного с другой стороны.

Принципиально разницы между легкими самолетами и авиалайнерами в плане устойчивости нет. «Нормально», то есть на «фронте» кривой мощности, если самолет статически устойчив по тангажу (точнее, по углу атаки), он будет стабилен и по скорости.

Если у вас есть классический триммер и свободно плавающий руль высоты (реверсивное управление), он по-прежнему ведет себя в значительной степени как необратимый («фиксированный») стабилизатор/руль высоты: по мере ускорения аэродинамические силы на руле высоты и на триммере увеличиваются. пропорционально, а шарнирный баланс сохраняется. (Конечно, если предположить, что изменения не слишком велики, чтобы кардинально изменить поток). Будет разница в стабильности тангажа при расслабленном управлении, потому что руль высоты будет «проваливаться», но в конце устойчивое состояние будет таким же.

Однако между легкими и тяжелыми самолетами существуют существенные «практические» различия, которые заставляют их вести себя по-разному в этом отношении.

• Во-первых, как уже было сказано, на большинстве современных авиалайнеров линия тяги проходит достаточно далеко от центра лобового сопротивления (и ЦТ). Это имеет значение для изменений скорости, вызванных тягой, которые, в отличие от изменений шага, являются наиболее практически значимыми изменениями. (Редко можно встретить сдвиг ветра такой продолжительности, при котором скорость вновь стабилизируется). Достаточно низкая линия тяги может полностью дестабилизировать дифферент (относительно изменения тяги). Фактически испытание 737 MAX является свидетельством того, насколько важны такие соображения.
• Во-вторых, и это более интересно, так называемое длиннопериодное движение (в частности, скорость) на тяжелых самолетах более отделено от короткопериодного движения (например, по тангажу), чем на легких самолетах. Другими словами, динамика скорости и высоты медленнее по сравнению с динамикой тангажа/крена/рысканья.

Последнее заслуживает некоторого обсуждения. Для пилота это в чем-то усложняет управление, а в чем-то и упрощает. Здесь все зависит от поставленной задачи.

В частности, если мы просто изменим дифферент, легкий самолет АОН очень быстро найдет новое равновесие со скоростью и углом набора высоты. Но тяж (естественно) быстро достигнет нового угла атаки, а затем войдет в длинную последовательность фугоидных колебаний с очень длинным периодом. Здесь инженеры могут помочь пилотам сделать управление удобным так, как они хотят.

Введите человеческий фактор. В целом , как говорят нам исследования, мы достигаем наилучших результатов, если контролируем первую производную целевого параметра. Скажем, если мы хотим прицелиться из пушки, нам нужен джойстик, который управляет ее тангажем и азимутом (или рысканьем, если хотите) пропорционально приложенной силе.

Итак, какое управление является «лучшим» для самолета? Конечно, это зависит от цели. Многие современные системы управления перенастраиваются под разные задачи. Но для «нормального» полета мы в основном хотим контролировать угол траектории полета. Это один интеграл от коэффициента загрузки, и именно поэтому (в значительной степени) ручка Airbus контролирует коэффициент загрузки.

Большой? Почти. Не совсем. Есть одна проблема с людьми. Мы естественным образом предсказываем вещи. Когда мы взаимодействуем с миром — ходим, видим — мы постоянно и подсознательно прогнозируем мир таким, каким он будет через несколько мгновений. В результате, когда движение достаточно медленное и не превышает наших возможностей, мы предпочитаем, казалось бы, более «сложный» способ управления — напрямую, без интеграла между входом и выходом. Или их смесь. И мы действительно получаем значительно лучшие результаты. Для нашей небольшой задачи по установке скорости установка триммера (или управления рулем высоты в целом) для управления скоростью является более «прямой» и быстрой, чем управление тягой, даже несмотря на то, что основная динамика может быть более сложной. Это может показаться нелогичным для большинства людей, но опытные пилоты могут предпочесть это.

Все силы и моменты, действующие на самолет, по следующим основным группам:

• Блоки крыла/фюзеляжа/двигателя, обозначенные индексом w. Компоненты$N_w$и$T_w$полной аэродинамической силы$R_w$воздействие на аэродинамический центр группы крыло/фюзеляж/гондола двигателя; и момент$M_{ac_w}$
• Горизонтальный хвост. Аналогично группе крыла:$N_h$и$T_h$воздействуя на аэродинамический центр горизонтального хвостового оперения$ac_h$; и момент$M_{ac_h}$
• Двигательная установка. Вклады пропеллерных или реактивных двигателей составляют тягу$T_p$по плоскости воздушного винта или по углу вылета струи; и перпендикулярная сила$N_p$что происходит, когда гребной винт или воздухозаборник имеют локальный угол, отличный от нуля.

Когда самолет находится в балансировке, моменты относительно оси Y равны:

М =$+\;M_{ac_w} + N_w(x_{cg} - x_w) - T_w(z_{cg} - z_w) \;+$

$\quad\;\;+\; M_{ac_h} + N_h(x_{cg} - x_h) - T_h(z_{cg} - z_h) \;+$

$\quad\;\;+\; (N_p \cdot cos\; i_p + T_p \cdot sin\; i_p) \cdot (x_{cg} - x_p) \;+$

$\quad\;\;+\; (T_p \cdot cos\; i_p - N_p \cdot sin\; i_p) \cdot (z_{cg} - z_p) = 0$

Теперь увеличьте тягу =>$T_p$и$N_p$увеличивать. Если$(z_{cg} - z_p)$≠ 0 и/или$(x_{cg} - x_p)$≠ 0, изменение тяги создаст изменение момента, которому нужно будет противодействовать изменением$N_h$.

Так что я согласен с ответом DeltaLima.

Полет сбалансирован: тяга и сопротивление и все моменты, связанные с ЦТ, сбалансированы, именно это и делает настройка триммера, будь то триммер, стабилизатор или маленький зонтик, торчащий из кабины. Теперь мощность увеличивается:

• в случае струи с подвесными двигателями тяга увеличивается ниже ЦТ;
• общий момент относительно ЦТ изменяется: дестабилизируется для увеличения тяги (момент поднятия носа);
• самолет необходимо переоборудовать.

Это не тот случай, когда тяга соответствует ЦТ, например, в небольших самолетах PPL или самолетах с двумя хвостовыми двигателями, таких как MD-80 и Fokker 100.

Кстати, термин стабильность скорости в основном используется в отношении реакции самолета на внезапный порыв ветра в направлении х. Чтобы быть сертифицированным для полета, реакция всегда должна обеспечивать стабилизирующий момент. Не уверен, что такая обратная связь по тяге-триммеру имеет какое-то конкретное название, может подойти стабильность триммера.

Как авиалайнер без FBW может быть спроектирован так, чтобы он был «стабильным по скорости»?

Если мы имеем в виду No Deviation From Trim: с заданным$(z_{cg} - z_p)$и$(x_{cg} - x_p)$, которые являются параметрами конфигурации и нагрузки самолета, моменты относительно ЦТ являются линейной функцией тяги. Автоматическая система триммера будет включать обратную связь по высоте и может быть реализована в любой системе управления полетом независимо от FBW или механического ввода кабеля.

Все вышесказанное касается статической устойчивости. Динамическая реакция на возмущение обычно бывает двоякой:

• Быстрая реакция, слишком быстрая для реакции пилота, которая должна быть сильно положительно демпфирована. Горизонтальный хвост, перпендикулярный местному потоку, обеспечивает сильное демпфирование.
• Реакция с длительным периодом, фугоид, который должен смягчиться до нового положения равновесия, если пилот его не исправит.

Положение равновесия является ключом к вопросу ОП и является параметром рассмотрения статической устойчивости. Нарушению момента тяги должен противодействовать аэродинамический момент, чтобы сохранить старое положение равновесия.

Для простоты предположим, что мы имеем дело с устойчивым в продольном направлении самолетом, т. е. небольшое увеличение угла атаки приведет к изменению момента тангажа на самолете, так что угол атаки уменьшится. Точно так же небольшое уменьшение угла атаки вызовет изменение момента тангажа, так что угол атаки увеличится.

Если вы увеличите тягу, и если она будет соответствовать центру тяжести, вы сначала увеличите скорость, таким образом, подъемная сила, создаваемая на крыле, вызовет набор высоты. Аналогично, на гражданских самолетах увеличение скорости также увеличивает скорость. прижимная сила на горизонтальном стабилизаторе, которая вызовет момент тангажа вверх, а также вызовет набор высоты. Вот почему пилоту необходимо часто перебалансировать самолет после каждого изменения мощности и положения.

Что насчет ФБВ

Это связано с наличием триммера вместо триммера стабилизатора? (Просто предположение.)

В отношении Боинга FBW вы совершенно правы , он действует так, как будто вы говорите, в качестве доказательства, в симуляторе B777 (вероятно, то же самое для B787), если вы показываете страницу управления полетом в полете, и без перемещая колонну, вы просто на короткое время воздействуете на переключатель большого пальца, вы замечаете движение лифтов , как если бы вы воздействовали на колонну ; после этого, и только после этого, THS начнет двигаться, а лифты вернутся в нейтральное положение.

Что касается философии Airbus , она отличается (нет переключателей для большого пальца, вы можете воздействовать непосредственно на колесо, которое очень легко перемещать, но обычно вы не касаетесь его в полете, только на земле для установки THS для взлета. ).

На Airbus управление FBW отличается. Ось Z зависит от боковой ручки, которая дает порядок коэффициента загрузки. Когда ручка не касается, коэффициент нагрузки равен 1, то есть при стабилизации на эшелоне полета любое увеличение тяги будет только увеличивать скорость без увеличения подъемной силы, то есть компьютеры будут воздействовать на рули высоты, чтобы предотвратить любую качку. Эффект за счет увеличения скорости. Точно так же, если тяга уменьшается, угол атаки будет увеличиваться, чтобы поддерживать эшелон полета в пределах максимально допустимого угла атаки. Что касается триммера, который всегда автоматический в полете, любое действие на ручке дает порядок коэффициента нагрузки (выше 1 или ниже 1), который через компьютеры немедленно воздействует на рули высоты, позже на штырь автоматически возьмут закончится, и лифты перейдут в нейтральное положение. Во время набора высоты или спуска

После того, как скорость урезана (и оставлена ​​в покое), а мощность увеличена (например), разве триммер (как на обычном легком самолете) не окажет большего влияния на отклик по тангажу (стабильность скорости) по сравнению с нынешним неподвижный стабилизатор (реактивный лайнер)?

Триммер — это всего лишь одна часть системы, и следующие элементы влияют на продольную устойчивость только в том случае, если они зафиксированы на рукояти .

• Положение центра тяжести
• площадь плоской пластины (коэффициент лобового сопротивления)
• площадь крыла
• соотношение сторон
• крыло$C_{L \alpha}$
• Коэффициент Освальда
• хвостовая часть
• соотношение сторон хвоста
• хвост$C_{L \alpha}$
• геометрия крыла, оперения и ЦТ (насколько далеко друг от друга, любой шаг вниз или вверх для хвоста WRT к крылу)
• крыло$C_{M \alpha}$
• Плотность атмосферы
• Момент инерции самолета относительно оси Y
• Масса самолета
• Пропеллер против струи
• Винт с постоянной скоростью в сравнении с фиксированным шагом

Теперь добавь без ручки, и ты получишь свой триммер, центр давления по отношению к центру вращения хвоста, а также любые пружины и грузики в системе управления. Короче, сложно.

1. «Стабильная скорость» - это статическая устойчивость под действием тяги. Если скорость самолета выше, чем скорость балансировки, он будет аэродинамически подниматься из-за увеличения прижимной силы хвоста и опускаться из-за более низкой скорости. Это соотношение между центром тяжести и ЧИСТЫМ центром тангажа от аэродинамических сил и сил тяги.

2. Нет, это работает одинаково для ручных дельтапланов вплоть до 747-х.

3. Вы можете использовать триммер, регулировку руля высоты и/или изменение декаляции горизонтального стабилизатора (расстояние относительно крыла), чтобы отрегулировать величину отрицательной или положительной подъемной силы, создаваемой хвостом. Чтобы быть «стабильной на скорости», вам нужен немного выдвинутый вперед ЦТ (от ЦП крыла) и прижимная сила на хвосте. Вектор силы тяги не должен приводить к статической неустойчивости самолета.

4. FBW, гидроусилитель, ручные шкивы и тросы, радиоуправляемые сервоприводы делают одно и то же, то есть отклоняют поверхности управления по команде пилота (или компьютера). Ключевым моментом является правильное проектирование горизонтального стабилизатора и руля высоты, чтобы они выполняли свою двойную функцию в качестве флюгера для удержания угла атаки крыла там, где вы хотите, и второго крыла для изменения шага (путем изменения центра подъемной силы сети).

Изменение вектора тяги обычно выполняется в самолетах, когда центр лобового сопротивления (в основном крыла) смещен от места крепления двигателя. Если повышенная тяга имеет тенденцию к тангажу самолета вверх, угол вниз перед центром масс (тягач) или угол вверх за центром масс (толкач), помогая опустить нос, помогает противодействовать эффектам асимметрии. Угол тяги носом вниз обычно наблюдается в конструкциях тренажеров с высоким крылом.

В ссылке Boeing «Некоторые вопросы» конкретно указано, что «стабильность скорости» проверяется, начиная с горизонтального полета с постоянной настройкой тяги. «Стабильность скорости» по существу изменяет отрицательную подъемную силу всего хвостового оперения, чтобы обеспечить более высокую или более низкую статически стабильную скорость дифферента.

К сожалению, угол тяги существенно влияет на устойчивость по тангажу и настройки дифферента, и поэтому его необходимо строго учитывать при проектировании параметров, особенно когда существует потенциально большой разброс в статической устойчивости, как это наблюдается у грузовых/пассажирских перевозчиков.

Теперь «чтение между строк»: испытание на стабильность скорости выполняется с тягой (по сравнению с планированием с нулевой тягой), поэтому, если тяга поддерживается постоянной, а самолет замедляется за счет увеличения тангажа, из данных можно извлечь очень важную информацию. полетные данные: насколько сильно влияет линия тяги на статическую устойчивость! При каких условиях линия тяги сделает самолет статически неустойчивым!

Таким образом, этот тест должен быть доведен до отказа, чтобы определить правильную линию тяги, задний предел центра тяжести и правильную конструкцию хвостового оперения. Это должно быть сделано с самой тщательной промывкой вниз, самым высоким углом атаки, максимальной мощностью и самой низкой скоростью, чтобы определить, когда потеря статической устойчивости.

Не просто пройти, а пройти с достаточным запасом прочности.

Соображения по снижению лобового сопротивления в будущем могут быть аналогичны Citation X. Существует возможность уменьшить сопротивление корня крыла за счет того, что воздухозаборник двигателя сгладит турбулентный воздушный поток в этой области. Можно даже подумать о том, чтобы полностью закопать гондолы в основаниях крыльев.

Но «экономия лобового сопротивления» за счет уменьшения размера всего важного горизонтального стабилизатора кажется глупой, если доступны другие варианты.

Мне нравится, как все избегают говорить о планерах, когда говорят об устойчивости по тангажу, что, по сути, то же самое, что и стабильность скорости. Да, изменение тяги влияет на то, где самолет балансирует, но у планеров также есть устойчивость, а тяги вообще нет. Вы не можете по-настоящему понять физику полета, не разбираясь в планерах.

Любой самолет с обычным хвостовым оперением имеет горизонтальные стабилизаторы, которые действуют как перевернутые крылья, преобразуя движение вперед (поток воздуха назад) в противоположность подъемной силе. Они давят на хвост.

Нос слишком сильно опущен, и, как велосипед, спускающийся с крутого холма, вы ускоряетесь. Увеличение скорости увеличивает подъемную силу крыльев и увеличивает давление на горизонтальные стабилизаторы. Хвост опускается. Нос идет вверх.

Нос слишком сильно задирается, и, как велосипед, катящийся в гору, он замедляется. Крылья меньше поднимаются, горизонтальные стабилизаторы меньше давит вниз, а нос опускается. Самолет колеблется между слишком большим носом вверх или носом вниз, каждый раз становясь немного менее экстремальным, пока не стабилизируется на одном шаге и одной скорости. Погода может немного нарушить это, но по большей части руки убираются, и самолет летит сам с одним углом тангажа и одной скоростью. Это стабильность.

Измените вес, и планер сбалансируется в другой точке. Измените центр тяжести, и снова планер найдет другую точку баланса.

Конструкции Canard достигают стабильности различными способами. Поскольку горизонтальный стабилизатор находится впереди, вместо того, чтобы толкать хвост вниз, он должен удерживать нос вверх. Он обеспечивает устойчивость за счет более крутого угла атаки, чем у основного крыла. Чтобы спроектировать эту функцию, вы регулируете размер крыла так, чтобы оно несло более тяжелую нагрузку на площадь поверхности, требуя более высокого угла атаки, чтобы удерживать нос вверх.

Поскольку подъемная сила определяется комбинацией угла атаки и воздушной скорости, меньшее и более крутое ушко больше реагирует на изменения воздушной скорости, чем основное крыло, поэтому, если вы летите быстрее, нос поднимается вверх, а если вы летите медленнее, нос поднимается вверх. опускается. Сделайте это правильно, и утка остановится перед основным крылом, в результате чего нос опустится, так что остановить основное крыло станет невозможно.

Утка более эффективна, чем обычная конструкция оперения, потому что все горизонтальные поверхности увеличивают подъемную силу. Обычное хвостовое оперение, по сути, создает искусственный вес в задней части самолета, из-за чего основному крылу приходится работать тяжелее, чтобы его компенсировать.

Но конструкции «утка» настолько хороши в полете, что их труднее приземлить. Заход на посадку, как правило, более мелкий, и для них требуются более длинные взлетно-посадочные полосы.