¿Por qué los aviones no son inherentemente "estables en velocidad"?

Los aviones ligeros y los aviones de transporte se comportan exactamente igual con respecto al trimado por velocidad. El ajuste es para el ángulo de ataque, pero la potencia afecta ese ajuste y la oscilación phugoide se produce en la velocidad y el tono, porque la retroalimentación es de segundo orden.

El Boeing FBW no tiene problemas para imitar nada. Simplemente traduce las fuerzas de control y la posición exactamente como lo haría un enlace hidromecánico, solo en señales eléctricas. El avión sigue estable.

Los aviones Airbus también son todos estables, pero su FBW relaja la estabilidad mediante el ajuste automático para la velocidad actual. El resultado es que la palanca lateral controla el ángulo de la trayectoria de vuelo y la potencia controla la velocidad.

La única excepción a la estabilidad son los aviones de combate (empezando por el F-16). Esos son aerodinámicamente inestables para obtener una respuesta de control más rápida y su FBW los hace neutrales (es decir, el yugo/palanca nuevamente controla el ángulo de la trayectoria de vuelo).

La razón por la que los aviones grandes a menudo no son exactamente estables en velocidad es que la línea de empuje no pasa por el centro de gravedad del avión. Por lo tanto, un cambio en el ajuste del empuje provocará un cambio en el momento de cabeceo.

En los aviones de hélice pequeños, el empuje suele actuar a través o cerca del centro de gravedad y, por lo tanto, los aviones tienen una velocidad estable.

Intentaré abordarlo desde un ángulo ligeramente diferente.

Fundamentalmente, no hay diferencia entre aviones ligeros y aviones comerciales en términos de estabilidad. 'Normalmente', es decir, en el 'frente' de la curva de potencia, si la aeronave es estáticamente estable en cabeceo (o más precisamente, en ángulo de ataque), será estable en velocidad.

Si tiene un compensador clásico y un elevador de flotación libre (control reversible), todavía se comporta en gran medida como un elevador/estabilizador irreversible ("fijo"): a medida que acelera, las fuerzas aerodinámicas en el elevador y en el compensador aumentan proporcionalmente, y el equilibrio de la bisagra permanece. (Por supuesto, suponiendo que los cambios no sean demasiado grandes como para alterar el flujo drásticamente). Habrá una diferencia en la estabilidad de la afinación con un control relajado, porque el elevador "flopará", pero al final el estado estacionario será el mismo.

Sin embargo, existen diferencias 'prácticas' sustanciales entre las aeronaves ligeras y pesadas que hacen que se comporten de manera diferente en este sentido.

• Primero, como ya se mencionó, la línea de empuje en la mayoría de los aviones modernos pasa bastante lejos del centro de resistencia (y CG). Esto es importante para los cambios de velocidad causados ​​por el empuje, que son, a diferencia de los cambios de tono, los cambios más relevantes en la práctica. (Es raro encontrar una cizalladura del viento de tal duración que la velocidad se vuelva a estabilizar). Tener una línea de empuje lo suficientemente baja puede desestabilizar completamente el asiento (con respecto a los cambios de empuje). De hecho, la terrible experiencia del 737 MAX es un testimonio de cuán importantes son tales consideraciones.
• En segundo lugar, y esto es más interesante, el llamado movimiento de periodo largo (en particular, la velocidad) en aviones pesados ​​está más desacoplado del movimiento de periodo corto (p. ej. cabeceo) que en aviones ligeros. En otras palabras, la dinámica de velocidad y altitud es más lenta con respecto a la dinámica de cabeceo/balanceo/guiñada.

Esto último merece una discusión. Para el piloto, esto hace que el control sea más difícil en algunos aspectos, pero en otros más fácil. Todo esto depende de la tarea en cuestión.

En particular, si solo cambiamos el ajuste, un avión GA ligero encontrará muy rápidamente un nuevo equilibrio con la velocidad y el ángulo de ascenso. Pero una voluntad pesada (naturalmente) alcanzará rápidamente el nuevo AoA y luego entrará en una larga secuencia de oscilaciones fugoides de período muy largo. Aquí los ingenieros pueden ayudar a los pilotos a hacer que el control sea tan conveniente como ellos quieran.

Introduzca los factores humanos. En general , según nos dice la investigación, logramos los mejores resultados si controlamos la primera derivada del parámetro objetivo. Digamos, si queremos apuntar un arma, queremos un joystick que controle su inclinación y azimut (o guiñada si lo desea) proporcionalmente a la fuerza aplicada.

Entonces, ¿qué control es el 'mejor' para un avión? Por supuesto, esto depende del objetivo. Muchos sistemas de control modernos se reconfiguran para diferentes tareas. Pero para el vuelo 'normal', lo que más queremos es controlar el ángulo de la trayectoria de vuelo. Esta es una integral del factor de carga, y es por eso que (en gran medida) la palanca de Airbus controla el factor de carga.

¿Gran? Casi. No exactamente. Hay un problema con los humanos. Naturalmente, predecimos cosas. Cuando interactuamos con el mundo, caminamos, vemos, pronosticamos constante e inconscientemente cómo será el mundo en unos momentos. Como resultado, cuando el movimiento es razonablemente lento y no excede nuestras capacidades, preferimos una forma de control aparentemente más 'difícil': directamente, sin una integral entre la entrada y la salida. O una mezcla de ellos. Y en realidad obtenemos resultados considerablemente mejores. Para nuestra pequeña tarea de establecer la velocidad, establecer el ajuste (o el control de profundidad en general) para controlar la velocidad es más "directo" y más rápido que el control de empuje, aunque la dinámica subyacente puede ser más complicada. Esto puede ser contrario a la intuición para la mayoría de las personas, pero los pilotos experimentados pueden preferir eso,

Todas las fuerzas y momentos que actúan sobre un avión, con los siguientes grupos principales:

• Vainas de ala/fuselaje/motor, indicadas con el índice w. Los componentes son$N_w$y$T_w$de la fuerza aerodinámica total$R_w$actuando sobre el centro aerodinámico del grupo ala/fuselaje/cápsula de motor; y el momento$M_{ac_w}$
• Cola horizontal. Análogo al grupo de alas:$N_h$y$T_h$actuando sobre el centro aerodinámico del grupo de cola horizontal$ac_h$; y el momento$M_{ac_h}$
• La instalación de propulsión. Las contribuciones de los motores a reacción o de hélice son de empuje.$T_p$a lo largo del plano de la hélice o del ángulo de escape del chorro; y la fuerza perpendicular$N_p$que ocurre cuando la hélice o la toma del chorro tiene un ángulo local distinto de cero.

Con el avión en equilibrio, los momentos con respecto al eje y son:

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

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

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

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

Ahora aumenta el empuje =>$T_p$y$N_p$aumento. Si$(z_{cg} - z_p)$≠ 0 y/o$(x_{cg} - x_p)$≠ 0, el cambio de empuje creará un cambio de momento, que deberá contrarrestarse con un cambio de$N_h$.

Así que estoy de acuerdo con la respuesta de DeltaLima.

El vuelo está recortado: empuje y arrastre y todos los momentos sobre el CoG están en equilibrio, eso es lo que hace la configuración de compensación, ya sea una aleta de compensación o un estabilizador o una pequeña sombrilla que sobresale de la cabina. Ahora la potencia aumenta:

• en el caso de un jet con motores suspendidos, el empuje aumenta por debajo del CdG;
• el momento total sobre los cambios de CdG: se desestabiliza para aumentar el empuje (momento de morro hacia arriba);
• la aeronave necesita ser recortada.

No es el caso cuando el empuje se alinea con el CoG, por ejemplo, en pequeños aviones PPL o aviones con motor de cola doble como el MD-80 y el Fokker 100.

Por cierto, el término estabilidad de velocidad se usa principalmente con referencia a la reacción del avión a una ráfaga repentina en la dirección x. Para ser certificado para el vuelo, la reacción siempre debe proporcionar un momento de estabilización. No estoy seguro si este tipo de retroalimentación de ajuste de empuje tiene un nombre específico, la estabilidad de ajuste podría ser apropiada.

¿Cómo se puede diseñar un avión de pasajeros sin FBW para que sea "velocidad estable"?

Si queremos decir Sin desviación del ajuste: con un determinado$(z_{cg} - z_p)$y$(x_{cg} - x_p)$, que son parámetros de configuración y carga de la aeronave, los momentos sobre el CoG son una función lineal del empuje. Un sistema de ajuste automático incorporaría retroalimentación de altitud y se puede implementar en cualquier sistema de control de vuelo, independientemente del FBW o la entrada del cable mecánico.

Todo lo anterior se trata de estabilidad estática. La respuesta dinámica a una perturbación suele ser doble:

• Una respuesta rápida, demasiado rápida para la reacción del piloto, que debe ser fuertemente amortiguada positivamente. La cola horizontal que es perpendicular al flujo local proporciona esta fuerte amortiguación.
• Una respuesta de período largo, la fugoide, que debe amortiguarse hasta una nueva posición de equilibrio si el piloto no la corrige.

La posición de equilibrio es la clave de la pregunta OP y es un parámetro de la consideración de estabilidad estática. La perturbación en el momento de empuje debe ser contrarrestada por un momento aerodinámico para mantener la antigua posición de equilibrio.

Para simplificar, supondremos que estamos tratando con una aeronave estable longitudinalmente en la que un pequeño aumento en el ángulo de ataque hará que el momento de cabeceo de la aeronave cambie, de modo que el ángulo de ataque disminuya. De manera similar, una pequeña disminución en el ángulo de ataque hará que el momento de cabeceo cambie, de modo que aumente el ángulo de ataque.

Si aumenta el empuje, y si está en línea con el CG, aumentará inicialmente la velocidad, por lo tanto, la sustentación generada en el ala provocará un ascenso, de manera similar, en aviones civiles, el aumento de velocidad también aumenta la fuerza hacia abajo sobre el estabilizador horizontal que provocará un momento de cabeceo hacia arriba y también provocará un ascenso. Esta es la razón por la que un piloto necesita con frecuencia volver a compensar una aeronave después de cada cambio de potencia y actitud.

¿Qué hay de FBW?

¿Está relacionado con tener una aleta de ajuste en lugar de una moldura estabilizadora? (Solo una especulación.)

Con respecto a Boeing FBW tienes toda la razón , actúa como si fuera como si estuvieras diciendo, como prueba, en el simulador B777 (probablemente lo mismo para el B787), si muestra la página de control de vuelo en vuelo, y sin moviendo la columna, solo actúa sobre el interruptor de pulgar por un breve momento, nota que los elevadores se mueven , como si estuviera actuando sobre la columna ; después, y sólo después, el THS se moverá y los ascensores volverán a punto muerto.

Con respecto a la filosofía de Airbus , es diferente (no hay interruptores de pulgar, puede actuar directamente sobre el volante, que es muy fácil de mover, pero normalmente no lo toca en vuelo, solo en tierra para configurar el THS para el despegue ).

En Airbus la gestión de FBW es diferente, el eje Z depende de la palanca lateral que da una orden de factor de carga. Cuando la palanca no se toca, el factor de carga es igual a 1, es decir, si se estabiliza en un nivel de vuelo, cualquier aumento de empuje solo aumentará la velocidad sin ningún aumento de la sustentación, es decir, las computadoras actuarán sobre los elevadores para evitar cualquier cabeceo. efecto debido al aumento de velocidad. De manera similar, si se reduce el empuje, el AOA aumentará para mantener el nivel de vuelo dentro del AOA máximo permitido. Respecto al trim que es automático siempre en vuelo, cualquier acción sobre la palanca da una orden de factor de carga (por encima de 1, o por debajo de 1) que, a través de los ordenadores, actuará inmediatamente sobre los ascensores, posteriormente el stab tomará automáticamente y los ascensores irán a punto muerto. Durante el ascenso o descenso,

Una vez que se recorta la velocidad (y se deja sola) y se aumenta la potencia (por ejemplo), tener una aleta de ajuste (como en un avión ligero típico) no tendría más impacto en la respuesta de cabeceo (estabilidad de la velocidad) en comparación con el actual estabilizador fijo (jet-liner)?

La lengüeta de ajuste es solo una pieza del sistema, y ​​todo lo siguiente afecta la estabilidad longitudinal solo para la condición de palanca fija .

• posición del centro de gravedad
• área de placa plana (coeficiente de arrastre)
• área del ala
• relación de aspecto
• ala$C_{L \alpha}$
• Coeficiente de Oswald
• área de la cola
• relación de aspecto de la cola
• cola$C_{L \alpha}$
• geometría del ala, la cola y el centro de gravedad (qué tan separados, cualquier paso hacia abajo o hacia arriba para la cola WRT al ala)
• ala$C_{M \alpha}$
• Densidad de la atmósfera
• Momento de inercia de la aeronave con respecto al eje Y
• Masa de la aeronave
• Prop contra jet
• Puntal de velocidad constante frente a paso fijo

Ahora tírelo sin palos y obtendrá su aleta de compensación, el centro de presión versus el centro de rotación de la cola y cualquier resorte y peso en el sistema de control. En resumen, es complicado.

1. "Velocidad estable" es estabilidad estática bajo empuje. Si la aeronave es más rápida que la velocidad de compensación, cabeceará hacia arriba aerodinámicamente debido al aumento de la carga aerodinámica de la cola y descenderá desde una velocidad más lenta. Esta es una relación entre el centro de gravedad y el centro NETO de los pares de cabeceo de las fuerzas aerodinámicas y de empuje.

2. No, funciona igual para planeadores de mano hasta 747.

3. Puede usar una aleta de compensación, un ajuste de elevador y/o un cambio de calcomanía del estabilizador horizontal (incidencia relativa al ala) para ajustar la cantidad de sustentación negativa o positiva que crea su cola. Para ser "velocidad estable", necesita un CG ligeramente hacia adelante (desde el CP del ala) y carga aerodinámica en la cola. El vector de fuerza de empuje no debe hacer que la aeronave sea estáticamente inestable.

4. FBW, refuerzo hidráulico, poleas y cables manuales, servos R/C, todos hacen lo mismo, es decir, desviar las superficies de control cuando lo ordena el piloto (o la computadora). La clave es diseñar correctamente el estabilizador horizontal y el elevador para cumplir su función dual como veleta para mantener el AOA del ala donde lo desee, y el segundo ala para cambiar el cabeceo (alterando el centro neto de sustentación).

El ángulo del vector de empuje se realiza comúnmente en aviones cuando el centro de arrastre (principalmente el ala) está desplazado de la ubicación del soporte del motor. Si el aumento del empuje tiende a inclinar la aeronave hacia arriba, el ángulo hacia abajo por delante del centro de masa (tractor) o el ángulo hacia arriba detrás del centro de masa (empujador), con el efecto de ayudar a bajar el morro, ayuda a contrarrestar los efectos de la asimetría. El ángulo de empuje de morro hacia abajo se ve comúnmente en los diseños de entrenador de ala alta.

El enlace "Algo importa" de Boeing establece específicamente que la "estabilidad de la velocidad" se prueba comenzando en un vuelo nivelado con una configuración de empuje constante. La "estabilidad de la velocidad" consiste esencialmente en cambiar la sustentación negativa de toda la cola para producir una velocidad de compensación estáticamente estable más alta o más baja.

Desafortunadamente, el ángulo de empuje afecta significativamente la estabilidad de cabeceo y los ajustes de compensación y, por lo tanto, debe tenerse muy en cuenta en los parámetros de diseño, particularmente cuando existe una variación potencialmente grande en la estabilidad estática como se ve en los vehículos de carga/pasajeros.

Ahora, "leyendo entre líneas": la prueba de estabilidad de la velocidad se realiza con empuje (en comparación con el deslizamiento con empuje 0), por lo que si el empuje se mantiene constante y la aeronave se ralentiza al cabecear hacia arriba, se puede obtener información muy importante de la datos de vuelo: ¡cuánto afecta la línea de empuje a la estabilidad estática! ¡Bajo qué condiciones la línea de empuje hará que el avión sea estáticamente inestable!

Por lo tanto, esta prueba debe llevarse al punto de falla para determinar la línea de empuje adecuada, el límite de CG de popa y el diseño de cola adecuado. Debe hacerse con el downwashing más riguroso, el AOA más alto, la potencia máxima y la velocidad más baja posible para determinar cuándo se pierde la estabilidad estática.

No solo para pasar, sino para pasar con un margen de seguridad adecuado.

Las futuras consideraciones de diseño para ahorrar resistencia pueden estar en la línea del Citation X. Existe la posibilidad de reducir la resistencia de la raíz del ala haciendo que la admisión del motor suavice la corriente de aire turbulenta en esta área. Incluso se podría considerar enterrar completamente las góndolas en las raíces de las alas.

Pero "ahorrar arrastre" al reducir el tamaño del importante estabilizador horizontal parece una tontería si hay otras opciones disponibles.

Me encanta la forma en que todo el mundo evita hablar de velas cuando se habla de estabilidad de cabeceo, que es esencialmente lo mismo que estabilidad de velocidad. Sí, cambiar el empuje afecta el equilibrio de un avión, pero los planeadores también tienen estabilidad, sin ningún empuje. Realmente no puedes entender la física del vuelo sin entender los planeadores.

Cualquier avión con una cola convencional tiene estabilizadores horizontales que actúan como alas invertidas, convirtiendo el movimiento hacia adelante (flujo de aire hacia atrás) en lo opuesto a la sustentación. Empujan hacia abajo en la cola.

Baja demasiado el morro y, como una bicicleta que desciende por una colina empinada, aceleras. Acelerar aumenta la sustentación de las alas y aumenta la presión hacia abajo sobre los estabilizadores horizontales. La cola baja. La nariz sube.

Mueve demasiado el morro y, como una bicicleta que sube una colina, disminuye la velocidad. Las alas se elevan menos, los estabilizadores horizontales empujan menos hacia abajo y el morro desciende. El avión oscila entre demasiado morro arriba o morro abajo, yendo cada vez un poco menos extremo, hasta que se estabiliza en un cabeceo y una velocidad. El clima puede alterar esto un poco, pero en su mayor parte, quita las manos del palo y el avión vuela solo en un ángulo de inclinación y una velocidad. Esto es estabilidad.

Cambia el peso y el fuselaje se equilibra en un punto diferente. Cambie el Centro de gravedad y nuevamente, el fuselaje encuentra un punto de equilibrio diferente.

Los diseños Canard logran la estabilidad por diferentes medios. Dado que el estabilizador horizontal está en la parte delantera, en lugar de empujar la cola hacia abajo, debe mantener la nariz hacia arriba. Logra estabilidad al tener un ángulo de ataque más pronunciado que el ala principal. Para diseñar esta función, ajusta el tamaño del ala para que lleve una carga más pesada por área de superficie, lo que requiere un ángulo de ataque más alto para mantener la nariz hacia arriba.

Dado que la sustentación está determinada por una combinación de ángulo de ataque y velocidad aerodinámica, el canard más pequeño y empinado reacciona más a los cambios en la velocidad aerodinámica que el ala principal, de modo que si vuela más rápido, el morro sube y si vuela más lento, el morro sube. se cae. Hágalo bien y el canard se detiene delante del ala principal, lo que hace que el morro baje, de modo que se vuelve imposible detener el ala principal.

El canard es más eficiente que el diseño de cola convencional porque todas las superficies horizontales aumentan la sustentación. La cola convencional esencialmente crea un peso artificial en la parte trasera de la aeronave, lo que hace que el ala principal trabaje más para compensar.

Pero los diseños canard son tan buenos para volar que son más difíciles de aterrizar. La aproximación tiende a ser menos profunda y requieren pistas de aterrizaje más largas.