🟢 ✈️ Aerodynamisch: Hochgeschwindigkeitsflug - Aerodynamic: High Speed ​​Flight 🚁

Unterschall- versus Überschallströmung

In der Unterschallaerodynamik basiert die Theorie des Auftriebs auf den Kräften, die auf einen Körper und ein sich bewegendes Gas (Luft), in das er eingetaucht ist, erzeugt werden. Bei Geschwindigkeiten von etwa 260 Knoten oder weniger kann Luft als inkompressibel angesehen werden, da ihre Dichte bei einer festen Höhe nahezu konstant bleibt, während ihr Druck variiert. Unter dieser Annahme verhält sich Luft wie Wasser und wird als Flüssigkeit klassifiziert. Die Unterschall-Aerodynamiktheorie geht auch davon aus, dass die Auswirkungen der Viskosität (die Eigenschaft einer Flüssigkeit, die dazu neigt, die Bewegung eines Teils der Flüssigkeit in Bezug auf einen anderen zu verhindern) vernachlässigbar sind, und klassifiziert Luft als ideale Flüssigkeit, die den Prinzipien der Aerodynamik idealer Flüssigkeiten entspricht, z wie Kontinuität, Bernoulli-Prinzip und Zirkulation.

In Wirklichkeit ist Luft kompressibel und zähflüssig. Während die Auswirkungen dieser Eigenschaften bei niedrigen Geschwindigkeiten vernachlässigbar sind, werden insbesondere Kompressibilitätseffekte mit zunehmender Geschwindigkeit immer wichtiger. Die Kompressibilität (und in geringerem Maße die Viskosität) ist bei Geschwindigkeiten, die sich der Schallgeschwindigkeit nähern, von größter Bedeutung. In diesen Geschwindigkeitsbereichen bewirkt die Kompressibilität eine Änderung der Dichte der Luft um ein Flugzeug herum.

Während des Fluges erzeugt ein Flügel Auftrieb, indem er den Luftstrom über die obere Oberfläche beschleunigt. Diese beschleunigte Luft kann Schallgeschwindigkeiten erreichen und tut dies auch, obwohl das Flugzeug selbst Unterschall fliegt. Bei einigen extremen AOAs kann bei einigen Flugzeugen die Geschwindigkeit der Luft über der oberen Fläche des Flügels doppelt so hoch sein wie die Geschwindigkeit des Flugzeugs. Es ist daher durchaus möglich, gleichzeitig sowohl einen Überschall- als auch einen Unterschallluftstrom in einem Flugzeug zu haben. Wenn die Strömungsgeschwindigkeiten an einer Stelle in einem Flugzeug (z. B. im Bereich der maximalen Wölbung am Flügel) Schallgeschwindigkeiten erreichen, führt eine weitere Beschleunigung zum Einsetzen von Kompressibilitätseffekten wie Stoßwellenbildung, Erhöhung des Luftwiderstands, Buffeting, Stabilität und Kontrolle Schwierigkeiten. Unterschallströmungsprinzipien sind bei allen Geschwindigkeiten über diesem Punkt ungültig.

Geschwindigkeitsbereiche

Die Schallgeschwindigkeit variiert mit der Temperatur. Unter normalen Temperaturbedingungen von 15 °C beträgt die Schallgeschwindigkeit auf Meereshöhe 661 Knoten. Bei 40.000 Fuß, wo die Temperatur –55 °C beträgt, nimmt die Schallgeschwindigkeit auf 574 Knoten ab. Beim Hochgeschwindigkeitsflug und/oder Höhenflug wird die Geschwindigkeitsmessung in Form einer „Mach-Zahl“ ausgedrückt – dem Verhältnis der tatsächlichen Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs zur Schallgeschwindigkeit unter denselben atmosphärischen Bedingungen. Ein Flugzeug, das mit Schallgeschwindigkeit fliegt, fliegt mit Mach 1,0. Flugzeuggeschwindigkeitsregime sind ungefähr wie folgt definiert:

Unterschall – Machzahlen unter 0,75 

Transonic – Machzahlen von 0,75 bis 1,20 

Überschall – Machzahlen von 1,20 bis 5,00 

Hyperschall – Machzahlen über 5,00 

Während Flüge im transsonischen und Überschallbereich für Militärflugzeuge üblich sind, operieren zivile Düsenflugzeuge normalerweise in einem Reisegeschwindigkeitsbereich von Mach 0,7 bis Mach 0,90.

Die Geschwindigkeit eines Flugzeugs, bei der der Luftstrom über einem beliebigen Teil des Flugzeugs oder der betrachteten Struktur zuerst Mach 1,0 erreicht (aber nicht überschreitet), wird als „kritische Machzahl“ oder „Mach Crit“ bezeichnet. Somit ist die kritische Machzahl die Grenze zwischen Unterschall- und Überschallflug und hängt weitgehend von der Flügel- und Tragflächenkonstruktion ab. Die kritische Machzahl ist ein wichtiger Punkt beim Überschallflug. Wenn sich am Flugzeug Schockwellen bilden, kann es zu einer Luftstromablösung, gefolgt von einem Buffet und Schwierigkeiten bei der Flugzeugsteuerung kommen. Oberhalb der kritischen Machzahl finden Stoßwellen, Buffet und Luftstromtrennung statt. Ein Düsenflugzeug ist typischerweise am effizientesten, wenn es bei oder nahe seiner kritischen Machzahl fliegt. Bei Geschwindigkeiten von 5 bis 10 Prozent über der kritischen Machzahl beginnen Kompressibilitätseffekte. Der Widerstand beginnt stark anzusteigen. Verbunden mit dem „Drag Rise“ sind Buffet, Trimm- und Stabilitätsänderungen und eine Abnahme der Rudereffektivität. Dies ist der Punkt der „Drag-Divergenz“.

VMO/MMO ist als maximale Betriebsgrenzgeschwindigkeit definiert. VMO wird in Knoten kalibrierter Fluggeschwindigkeit (KCAS) ausgedrückt, während MMO in Mach-Zahl ausgedrückt wird. Die VMO-Grenze ist normalerweise mit Operationen in niedrigeren Höhen verbunden und befasst sich mit strukturellen Belastungen und Flattern. Die MMO-Grenze ist mit Operationen in höheren Höhen verbunden und befasst sich normalerweise mehr mit Kompressibilitätseffekten und Flattern. In geringeren Höhen sind strukturelle Belastungen und Flattern von Bedeutung; in größeren Höhen sind Kompressibilitätseffekte und Flattern von Bedeutung.

Die Einhaltung dieser Geschwindigkeiten verhindert strukturelle Probleme aufgrund von dynamischem Druck oder Flattern, eine Verschlechterung der Flugzeugsteuerungsreaktion aufgrund von Kompressibilitätseffekten (z. B. Mach Tuck, Querruderumkehr oder Summen) und eine getrennte Luftströmung aufgrund von Stoßwellen, die zu einem Verlust von Auftrieb oder Vibration führen und Buffet. Jedes dieser Phänomene könnte den Piloten daran hindern, das Flugzeug angemessen zu steuern.

Beispielsweise hatte ein frühes ziviles Düsenflugzeug eine VMO-Grenze von 306 KCAS bis zu ungefähr FL 310 (an einem Standardtag). Auf dieser Höhe (FL 310) entsprach ein MMO von 0,82 ungefähr 306 KCAS. Oberhalb dieser Höhe entsprach ein MMO von 0,82 immer einem KCAS von weniger als 306 KCAS und wurde somit zur Betriebsgrenze, da Sie das VMO-Limit nicht erreichen konnten, ohne zuerst das MMO-Limit zu erreichen. Zum Beispiel entspricht bei FL 380 ein MMO von 0,82 261 KCAS.

Machzahl versus Fluggeschwindigkeit

Es ist wichtig zu verstehen, wie sich die Fluggeschwindigkeit mit der Machzahl ändert. Betrachten Sie als Beispiel, wie sich die Strömungsabrissgeschwindigkeit eines Düsentransportflugzeugs mit zunehmender Höhe ändert. Die Höhenzunahme führt zu einer entsprechenden Abnahme der Luftdichte und der Außentemperatur. Angenommen, dieser Düsentransporter ist in der sauberen Konfiguration (Fahrwerk und Klappen oben) und wiegt 550.000 Pfund. Das Flugzeug könnte bei etwa 152 KCAS auf Meereshöhe stehen bleiben. Dies entspricht (an einem Standardtag) einer wahren Geschwindigkeit von 152 KTAS und einer Machzahl von 0,23. Bei FL 380 wird das Flugzeug immer noch bei etwa 152 KCAS abwürgen, aber die wahre Geschwindigkeit beträgt etwa 287 KTAS mit einer Machzahl von 0,50.

Obwohl die Stalling-Geschwindigkeit für unsere Zwecke gleich geblieben ist, haben sich sowohl die Machzahl als auch die TAS erhöht. Mit zunehmender Höhe hat die Luftdichte abgenommen; dies erfordert eine schnellere tatsächliche Fluggeschwindigkeit, damit derselbe Druck vom Pitotrohr für denselben KCAS oder KIAS gemessen wird (für unsere Zwecke liegen KCAS und KIAS relativ nahe beieinander). Der dynamische Druck, den der Flügel bei FL 380 bei 287 KTAS erfährt, ist derselbe wie auf Meereshöhe bei 152 KTAS. Es fliegt jedoch mit einer höheren Machzahl.

Ein weiterer zu berücksichtigender Faktor ist die Schallgeschwindigkeit. Eine Abnahme der Temperatur in einem Gas führt zu einer Abnahme der Schallgeschwindigkeit. Wenn also das Flugzeug bei sinkender Außentemperatur in die Höhe steigt, sinkt die Schallgeschwindigkeit. Auf Meereshöhe beträgt die Schallgeschwindigkeit etwa 661 KCAS, während sie auf FL 380 574 KCAS beträgt. So ist für unser Jet-Transportflugzeug die Strömungsabrissgeschwindigkeit (in KTAS) von 152 auf Meereshöhe auf 287 bei FL 380 gestiegen. Gleichzeitig ist die Schallgeschwindigkeit (in KCAS) von 661 auf 574 gesunken und die Machzahl hat zugenommen von 0,23 (152 KTAS dividiert durch 661 KTAS) bis 0,50 (287 KTAS dividiert durch 574 KTAS). Währenddessen ist der KCAS für Stall konstant bei 152 geblieben. Dies beschreibt, was passiert, wenn sich das Flugzeug mit zunehmender Höhe auf einem konstanten KCAS befindet, aber was passiert, wenn der Pilot Mach während des Steigflugs konstant hält? Im normalen Jet-Flugbetrieb beträgt der Steigflug 250 KIAS (oder höher (z. B. schwer)) auf 10.000 Fuß und dann eine festgelegte Steigfluggeschwindigkeit unterwegs (etwa 330 bei einer DC10), bis eine Höhe in der Mitte der zwanziger Jahre erreicht wird. wo der Pilot dann mit konstanter Machzahl auf Reiseflughöhe steigt.

Nehmen wir zur Veranschaulichung an, dass der Pilot bei einem MMO von 0,82 von Meereshöhe auf FL 380 steigt. KCAS geht von 543 bis 261. Der KIAS würde in jeder Höhe dem gleichen Verhalten folgen und sich nur um ein paar Knoten unterscheiden. Erinnern Sie sich an die frühere Diskussion, dass die Schallgeschwindigkeit mit dem Temperaturabfall abnimmt, wenn das Flugzeug steigt. Die Machzahl ist einfach das Verhältnis der wahren Fluggeschwindigkeit zur Schallgeschwindigkeit bei Flugbedingungen. Die Bedeutung davon ist, dass bei einem konstanten Anstieg der Machzahl das KCAS (und auch KTAS oder KIAS) abfällt.

Wenn das Flugzeug bei diesem konstanten MMO mit abnehmendem KIAS, KCAS und KTAS hoch genug steigen würde, würde es beginnen, sich seiner Stallgeschwindigkeit zu nähern. Irgendwann könnte die Stall-Geschwindigkeit des Flugzeugs in Mach-Zahl gleich der MMO des Flugzeugs sein, und der Pilot könnte weder langsamer (ohne Stall) noch beschleunigen (ohne die maximale Betriebsgeschwindigkeit des Flugzeugs zu überschreiten). Dies wurde als „Sargecke“ bezeichnet.

Grenzschicht

Die viskose Natur des Luftstroms reduziert die lokalen Geschwindigkeiten auf einer Oberfläche und ist für die Hautreibung verantwortlich. Wie weiter oben in diesem Kapitel besprochen, ist die Luftschicht über der Flügeloberfläche, die durch Viskosität verlangsamt oder gestoppt wird, die Grenzschicht. Es gibt zwei verschiedene Arten von Grenzschichtströmungen: laminare und turbulente.

Laminare Grenzschichtströmung

Die laminare Grenzschicht ist eine sehr glatte Strömung, während die turbulente Grenzschicht Strudel oder Wirbel enthält. Die laminare Strömung erzeugt weniger Mantelreibungswiderstand als die turbulente Strömung, ist aber weniger stabil. Die Grenzschichtströmung über einer Flügeloberfläche beginnt als glatte laminare Strömung. Wenn die Strömung von der Vorderkante zurück fortgesetzt wird, nimmt die Dicke der laminaren Grenzschicht zu. 

Turbulente Grenzschichtströmung

In einiger Entfernung von der Vorderkante bricht die glatte laminare Strömung zusammen und geht in eine turbulente Strömung über. Vom Widerstandsstandpunkt aus ist es ratsam, den Übergang von laminarer zu turbulenter Strömung so weit wie möglich nach hinten auf dem Flügel zu haben oder einen großen Teil der Flügeloberfläche innerhalb des laminaren Teils der Grenzschicht zu haben. Die laminare Strömung niedriger Energie neigt jedoch dazu, plötzlicher zusammenzubrechen als die turbulente Schicht.

Grenzschichttrennung

Ein weiteres mit viskoser Strömung verbundenes Phänomen ist die Trennung. Eine Trennung tritt auf, wenn der Luftstrom von einem Schaufelblatt abreißt. Der natürliche Verlauf verläuft von der laminaren Grenzschicht zur turbulenten Grenzschicht und dann zur Luftströmungsablösung. Die Luftstromtrennung erzeugt einen hohen Luftwiderstand und zerstört letztendlich den Auftrieb. Der Grenzschichtablösungspunkt bewegt sich auf dem Flügel nach vorne, wenn die AOA erhöht wird.

Wirbelgeneratoren werden verwendet, um eine durch Stoßwellen induzierte Grenzschichtablösung zu verzögern oder zu verhindern, die bei Überschallflügen auftritt. Sie sind kleine Flügel mit niedrigem Seitenverhältnis, die in einem AOA von 12 ° bis 15 ° zum Luftstrom angeordnet sind. Wirbelgeneratoren sind normalerweise einige Zentimeter voneinander entfernt entlang des Flügels vor den Querrudern oder anderen Steuerflächen angeordnet und erzeugen einen Wirbel, der den Grenzluftstrom mit dem hochenergetischen Luftstrom direkt über der Oberfläche mischt. Dies erzeugt höhere Oberflächengeschwindigkeiten und erhöht die Energie der Grenzschicht. Somit ist eine stärkere Stoßwelle erforderlich, um eine Luftstromtrennung zu erzeugen.

Stoßwellen

Wenn ein Flugzeug mit Unterschallgeschwindigkeit fliegt, wird die Luft vor dem Flugzeug durch eine Druckänderung „gewarnt“, die mit Schallgeschwindigkeit vor das Flugzeug übertragen wird. Aufgrund dieser Warnung beginnt die Luft, sich zur Seite zu bewegen, bevor das Flugzeug ankommt und bereit ist, es leicht passieren zu lassen. Wenn die Geschwindigkeit des Flugzeugs die Schallgeschwindigkeit erreicht, kann die Druckänderung die vorausliegende Luft nicht mehr warnen, da das Flugzeug mit seinen eigenen Druckwellen Schritt hält. Vielmehr stauen sich die Luftpartikel vor dem Flugzeug auf, was zu einer starken Abnahme der Strömungsgeschwindigkeit direkt vor dem Flugzeug mit einem entsprechenden Anstieg des Luftdrucks und der Luftdichte führt.

Wenn die Geschwindigkeit des Flugzeugs über die Schallgeschwindigkeit hinaus zunimmt, nehmen der Druck und die Dichte der komprimierten Luft vor ihm zu, wobei sich der Kompressionsbereich in einiger Entfernung vor dem Flugzeug ausdehnt. An einem Punkt im Luftstrom sind die Luftpartikel völlig ungestört, da sie keine Vorwarnung vor der Annäherung des Flugzeugs erhalten haben, und im nächsten Moment werden dieselben Luftpartikel gezwungen, plötzliche und drastische Änderungen in Temperatur, Druck, Dichte und Geschwindigkeit zu erfahren . Die Grenze zwischen der ungestörten Luft und dem Bereich komprimierter Luft wird als Stoß- oder „Kompressions“-Welle bezeichnet. Dieselbe Art von Welle entsteht immer dann, wenn ein Überschallluftstrom ohne Richtungsänderung auf Unterschallgeschwindigkeit verlangsamt wird, z. B. wenn der Luftstrom über den gewölbten Teil eines Flügels auf Schallgeschwindigkeit beschleunigt wird. und dann auf Unterschallgeschwindigkeit verzögert, wenn der Bereich des maximalen Sturzes passiert wird. Eine Stoßwelle bildet sich als Grenze zwischen dem Überschall- und dem Unterschallbereich.

Immer wenn sich eine Stoßwelle senkrecht zum Luftstrom bildet, wird sie als „normale“ Stoßwelle bezeichnet, und die Strömung unmittelbar hinter der Welle ist Unterschall. Ein Überschallluftstrom, der durch eine normale Stoßwelle geht, erfährt diese Änderungen:

• Der Luftstrom wird auf Unterschall abgebremst. 

• Der Luftstrom unmittelbar hinter der Stoßwelle ändert seine Richtung nicht. 

• Der statische Druck und die Dichte des Luftstroms hinter der Welle werden stark erhöht. 

• Die Energie des Luftstroms (angegeben durch den Gesamtdruck – dynamisch plus statisch) wird stark reduziert.  

Stoßwellenbildung bewirkt eine Erhöhung des Luftwiderstands. Einer der Haupteffekte einer Stoßwelle ist die Bildung eines dichten Hochdruckgebiets unmittelbar hinter der Welle. Die Instabilität des Hochdruckbereichs und die Tatsache, dass ein Teil der Geschwindigkeitsenergie des Luftstroms beim Durchströmen der Welle in Wärme umgewandelt wird, tragen zur Erhöhung des Widerstands bei, aber der aus der Luftstromablösung resultierende Widerstand ist viel größer . Wenn die Stoßwelle stark ist, hat die Grenzschicht möglicherweise nicht genügend kinetische Energie, um der Luftstromablösung standzuhalten. Der Widerstand, der im transsonischen Bereich durch Stoßwellenbildung und Luftstromtrennung entsteht, ist als „Wellenwiderstand“ bekannt. Wenn die Geschwindigkeit die kritische Machzahl um etwa 10 Prozent überschreitet, steigt der Wellenwiderstand stark an.

Normale Stoßwellen bilden sich auf der Oberseite des Flügels und bilden einen zusätzlichen Bereich der Überschallströmung und eine normale Stoßwelle auf der Unterseite. Wenn sich die Fluggeschwindigkeit der Schallgeschwindigkeit nähert, vergrößern sich die Bereiche der Überschallströmung und die Stoßwellen bewegen sich näher an die Hinterkante.

Mit „Widerstandsanstieg“ verbunden sind Buffet (bekannt als Mach-Buff), Trimm- und Stabilitätsänderungen und eine Abnahme der Wirksamkeit der Steuerkraft. Der Auftriebsverlust aufgrund der Luftstromablösung führt zu einem Verlust des Abwinds und einer Änderung der Position des Mitteldrucks auf dem Flügel. Die Luftstromtrennung erzeugt einen turbulenten Nachlauf hinter dem Flügel, der dazu führt, dass die Leitwerksflächen stoßen (vibrieren). Die durch das horizontale Leitwerk bereitgestellte Pitch-Steuerung für die Nase nach oben und die Nase nach unten ist abhängig vom Abwind hinter dem Flügel. Somit verringert eine Erhöhung des Abwinds die Wirksamkeit der Nicksteuerung des Höhenleitwerks, da es effektiv die AOA erhöht, die die Leitwerksoberfläche sieht. Die Bewegung des Flügel-CP beeinflusst das Flügelnickmoment. Wenn sich der CP nach hinten bewegt, wird ein Tauchmoment erzeugt, das als „Mach Tuck“ oder „Tuck Under“ bezeichnet wird, und wenn er sich nach vorne bewegt, ein Nose-up-Moment wird erzeugt. Dies ist der Hauptgrund für die Entwicklung der T-Heck-Konfiguration bei vielen turbinengetriebenen Flugzeugen, die das horizontale Stabilisator so weit wie möglich von den Turbulenzen der Flügel entfernt platziert.

Rückschlag

Die meisten Schwierigkeiten des transsonischen Flugs sind mit der durch Stoßwellen induzierten Strömungsablösung verbunden. Daher verbessert jedes Mittel zum Verzögern oder Mildern der stoßinduzierten Trennung die aerodynamische Leistung. Eine Methode ist der Wing Sweepback. Die Sweepback-Theorie basiert auf dem Konzept, dass nur die Komponente des Luftstroms senkrecht zur Vorderkante des Flügels die Druckverteilung und die Bildung von Stoßwellen beeinflusst.

Bei einem Flugzeug mit geraden Flügeln trifft der Luftstrom in einem Winkel von 90° auf die Flügelvorderkante, und sein voller Aufprall erzeugt Druck und Auftrieb. Ein Flügel mit Pfeilung wird vom gleichen Luftstrom in einem Winkel kleiner als 90° getroffen. Dieser Luftstrom auf dem gepfeilten Flügel bewirkt, dass der Flügel glaubt, dass er langsamer fliegt, als er wirklich ist; dadurch wird die Bildung von Stoßwellen verzögert. Zu den Vorteilen der Flügelschwenkung gehören eine Erhöhung der kritischen Machzahl, der Kraftdivergenz-Machzahl und der Machzahl, bei der der Widerstandsanstieg seinen Höhepunkt erreicht. Mit anderen Worten, Sweep verzögert das Einsetzen von Kompressibilitätseffekten.

Die Machzahl, die eine starke Änderung des Luftwiderstandsbeiwerts erzeugt, wird als „Kraftdivergenz“-Machzahl bezeichnet und überschreitet für die meisten Tragflächen die kritische Machzahl normalerweise um 5 bis 10 Prozent. Bei dieser Geschwindigkeit kann die durch Stoßwellenbildung induzierte Luftströmungstrennung erhebliche Variationen in den Widerstands-, Auftriebs- oder Nickmomentkoeffizienten erzeugen. Zusätzlich zu der Verzögerung des Einsetzens von Kompressibilitätseffekten reduziert die Sweepback die Größe der Änderungen von Widerstands-, Auftriebs- oder Momentenkoeffizienten. Mit anderen Worten, die Verwendung von Sweepback „mildert“ die Kraftdivergenz. 

Ein Nachteil von Pfeilflügeln besteht darin, dass sie dazu neigen, eher an den Flügelspitzen als an den Flügelwurzeln zu blockieren. Dies liegt daran, dass die Grenzschicht dazu neigt, in Spannweitenrichtung zu den Spitzen zu fließen und sich in der Nähe der Vorderkanten abzulösen. Da sich die Spitzen eines überstrichenen Flügels am hinteren Teil des Flügels (hinter dem CL) befinden, bewirkt ein Flügelspitzenstillstand, dass sich der CL auf dem Flügel nach vorne bewegt und die Nase dazu zwingt, sich weiter zu heben. Die Neigung zum Spitzenabriss ist am größten, wenn Flügelpfeilung und Verjüngung kombiniert werden.

Die Stall-Situation kann durch eine T-Leitwerk-Konfiguration verschlimmert werden, die wenig oder keine Vor-Stall-Warnung in Form eines Steuerflächenstoßes am Heck bietet. Das T-Leitwerk, das sich über dem Nachlauf des Flügels befindet, bleibt wirksam, selbst nachdem der Flügel begonnen hat abzureißen, was es dem Piloten ermöglicht, den Flügel bei einem viel größeren AOA versehentlich in einen tieferen Abriss zu treiben. Wenn die horizontalen Leitwerksflächen dann im Kielwasser des Flügels vergraben werden, kann das Höhenruder seine gesamte Wirksamkeit verlieren, wodurch es unmöglich wird, die Nicklage zu verringern und den Strömungsabriss zu brechen. In den Regimen vor dem Abriss und unmittelbar nach dem Abriss können die Auftriebs-/Widerstandseigenschaften eines Flugzeugs mit gepfeilten Flügeln (insbesondere die enorme Zunahme des Luftwiderstands bei niedrigen Geschwindigkeiten) eine zunehmend absteigende Flugbahn ohne Änderung der Nicklage verursachen, was die AOA. In dieser Situation, ohne verlässliche AOA-Informationen,

Es ist ein Merkmal von Flugzeugen mit T-Leitwerk, dass sie sich heftig aufrichten, wenn sie in extremen nasenhohen Fluglagen ins Stocken geraten, was die Bergung schwierig oder heftig macht. Der Knüppelschieber verhindert diese Art von Strömungsabriss. Bei etwa einem Knoten über der Strömungsabrissgeschwindigkeit bewegen vorprogrammierte Steuerknüppelkräfte den Steuerknüppel automatisch nach vorne und verhindern, dass sich der Strömungsabriss entwickelt. Ein G-Begrenzer kann auch in das System eingebaut werden, um zu verhindern, dass das durch den Knüppelschieber erzeugte Nicken nach unten übermäßige Belastungen auf das Flugzeug ausübt. Ein „Stick Shaker“ hingegen liefert eine Überziehwarnung, wenn die Fluggeschwindigkeit fünf bis sieben Prozent über der Überziehgeschwindigkeit liegt.

Mach-Buffet-Grenzen

Mach-Buffet ist eine Funktion der Geschwindigkeit des Luftstroms über dem Flügel - nicht unbedingt der Geschwindigkeit des Flugzeugs. Jedes Mal, wenn eine zu große Auftriebsanforderung an den Flügel gestellt wird, sei es durch eine zu hohe Fluggeschwindigkeit oder durch einen zu hohen AOA in der Nähe des MMO, tritt das „Hochgeschwindigkeits“ -Buff auf. Es gibt auch Fälle, in denen das Buffet mit viel niedrigeren Geschwindigkeiten erlebt werden kann, die als „Mach-Buffet mit niedriger Geschwindigkeit“ bekannt sind.

Ein Flugzeug, das mit einer Geschwindigkeit geflogen wird, die für sein Gewicht und seine Höhe zu langsam ist und eine hohe AOA erfordert, ist die wahrscheinlichste Situation, die einen Mach-Buff bei niedriger Geschwindigkeit verursacht. Diese sehr hohe AOA hat die Wirkung, die Luftströmungsgeschwindigkeit über der oberen Oberfläche des Flügels zu erhöhen, bis die gleichen Wirkungen der Stoßwellen und des Stoßes auftreten wie in der Hochgeschwindigkeits-Schlagsituation. Die AOA des Flügels hat die größte Wirkung auf das Induzieren des Mach-Buffs entweder an den Hochgeschwindigkeits- oder Niedriggeschwindigkeitsgrenzen für das Flugzeug. Die Bedingungen, die die AOA, die Geschwindigkeit des Luftstroms über dem Flügel und die Wahrscheinlichkeit eines Mach-Buffs erhöhen, sind: 

• Große Höhen – je höher ein Flugzeug fliegt, desto dünner ist die Luft und desto größer ist der AOA, der erforderlich ist, um den erforderlichen Auftrieb zu erzeugen, um einen Horizontalflug aufrechtzuerhalten. 

• Schwere Gewichte – je schwerer das Flugzeug, desto größer ist der vom Flügel benötigte Auftrieb, und wenn alle anderen Faktoren gleich sind, desto größer ist der AOA. 

• G-Belastung – eine Erhöhung der G-Belastung des Flugzeugs hat den gleichen Effekt wie eine Erhöhung des Flugzeuggewichts. Unabhängig davon, ob die Erhöhung der G-Kräfte durch Kurven, grobe Steuerverwendung oder Turbulenzen verursacht wird, ist der Effekt der Erhöhung des AOA des Flügels derselbe.  

Hochgeschwindigkeitsflugsteuerung

Bei Hochgeschwindigkeitsflugzeugen werden Flugsteuerungen in primäre Flugsteuerungen und sekundäre oder Hilfsflugsteuerungen unterteilt. Die primären Flugsteuerungen manövrieren das Flugzeug um die Nick-, Roll- und Gierachsen. Dazu gehören Querruder, Höhenruder und Seitenruder. Zu sekundären oder zusätzlichen Flugsteuerungen gehören Klappen, Vorderkantenklappen, Hinterkantenklappen, Spoiler und Vorflügel.

Auf der Oberseite des Flügels werden Spoiler verwendet, um den Auftrieb zu beeinträchtigen oder zu verringern. Hochgeschwindigkeitsflugzeuge verwenden aufgrund ihres sauberen Designs mit geringem Luftwiderstand Spoiler als Geschwindigkeitsbremsen, um sie zu verlangsamen. Spoiler werden unmittelbar nach dem Aufsetzen auf Kipplift ausgefahren und übertragen so das Gewicht des Flugzeugs von den Flügeln auf die Räder für eine bessere Bremsleistung.

Jet-Transportflugzeuge haben kleine Querruder. Der Platz für Querruder ist begrenzt, da möglichst viel Flügelhinterkante für Landeklappen benötigt wird. Außerdem würde ein Querruder herkömmlicher Größe bei hoher Geschwindigkeit eine Flügelverdrehung verursachen. Aus diesem Grund werden Spoiler gemeinsam mit Querrudern verwendet, um eine zusätzliche Rollsteuerung bereitzustellen.

Einige Jet-Transporter haben zwei Sätze Querruder, ein Paar äußere Querruder für langsame Geschwindigkeit und ein Paar innere Querruder für hohe Geschwindigkeit. Wenn die Klappen nach dem Start vollständig eingefahren sind, werden die äußeren Querruder automatisch in der Faired-Position gesperrt. 

Bei Verwendung zur Rollsteuerung fährt der Spoiler an der Seite des nach oben gehenden Querruders aus und verringert den Auftrieb auf dieser Seite, wodurch der Flügel abfällt. Wenn die Spoiler als Geschwindigkeitsbremsen verlängert werden, können sie weiterhin zur Rollkontrolle verwendet werden. Wenn sie vom Differentialtyp sind, fahren sie auf einer Seite weiter aus und ziehen sich auf der anderen Seite zurück. Wenn sie vom nicht-differentiellen Typ sind, fahren sie auf einer Seite weiter aus, ziehen sich aber auf der anderen Seite nicht zurück. Wenn sie als Geschwindigkeitsbremsen vollständig ausgefahren sind, bleiben die nicht differenziellen Spoiler ausgefahren und ergänzen die Querruder nicht.

Um einen glatten Strömungsabriss und eine höhere AOA ohne Luftstromablösung zu erhalten, sollte die Vorderkante des Flügels eine gut gerundete, fast stumpfe Form haben, an der der Luftstrom bei der höheren AOA haften kann. Bei dieser Form beginnt die Luftströmungstrennung an der Hinterkante und schreitet allmählich nach vorne fort, wenn der AOA erhöht wird. 

Die für Hochgeschwindigkeitsflüge erforderliche spitze Vorderkante führt zu einem abrupten Strömungsabriss und schränkt die Verwendung von Hinterkantenklappen ein, da der Luftstrom der scharfen Kurve um die Flügelvorderkante nicht folgen kann. Der Luftstrom neigt dazu, sich ziemlich plötzlich von der oberen Oberfläche bei einem moderaten AOA zu lösen. Um Hinterkantenklappen zu verwenden und somit den CL-MAX zu erhöhen, muss der Flügel zu einem höheren AOA ohne Luftstromablösung gehen. Daher werden Vorderkantenschlitze, Vorflügel und Klappen verwendet, um die Niedriggeschwindigkeitseigenschaften während des Starts, Steigflugs und der Landung zu verbessern. Obwohl diese Vorrichtungen nicht so leistungsstark sind wie Hinterkantenklappen, sind sie effektiv, wenn sie über die gesamte Spannweite in Kombination mit Hochauftriebs-Hinterkantenklappen verwendet werden. Mit Hilfe dieser ausgeklügelten Hochauftriebsvorrichtungen wird die Luftstromablösung verzögert und der CL-MAX deutlich erhöht. In der Tat, 

Die Betriebserfordernisse eines großen Düsentransportflugzeugs erfordern große Pitch-Trimmungsänderungen. Einige Anforderungen sind: 

• Ein großer Schwerpunktbereich

• Ein großer Geschwindigkeitsbereich 

• Die Fähigkeit, große Trimmungsänderungen aufgrund von Hochauftriebsvorrichtungen an Flügelvorderkante und -hinterkante durchzuführen, ohne das verbleibende Höhenruder einzuschränken

• Minimierung des Trimmwiderstands

Diese Anforderungen werden durch die Verwendung eines horizontalen Stabilisators mit variablem Einfall erfüllt. Große Trimmänderungen an einem Starrheck-Flugzeug erfordern große Höhenruderauslenkungen. Bei diesen großen Auslenkungen verbleibt wenig weitere Höhenruderbewegung in derselben Richtung. Ein horizontaler Stabilisator mit variablem Einfall soll die Trimmänderungen beseitigen. Der Stabilisator ist größer als das Höhenruder und muss folglich nicht um einen so großen Winkel bewegt werden. Dadurch bleibt das Höhenruder, das das Höhenleitwerk strafft, mit einem vollen Bewegungsbereich nach oben und unten. Der horizontale Stabilisator mit variablem Einfall kann so eingestellt werden, dass er den Großteil der Neigungssteuerungsanforderung bewältigt, während das Höhenruder den Rest erledigt. Bei Flugzeugen, die mit einem horizontalen Stabilisator mit variablem Einfall ausgestattet sind, ist das Höhenruder kleiner und isoliert weniger effektiv als bei einem Flugzeug mit festem Heck.  

Aufgrund der Größe und der hohen Geschwindigkeiten von Jet-Transportflugzeugen können die zum Bewegen der Steuerflächen erforderlichen Kräfte die Kraft des Piloten übersteigen. Folglich werden die Steuerflächen durch hydraulische oder elektrische Antriebseinheiten betätigt. Das Bewegen der Bedienelemente im Flugdeck signalisiert den erforderlichen Steuerwinkel, und die Antriebseinheit positioniert die tatsächliche Steuerfläche. Im Falle eines kompletten Ausfalls des Netzteils kann die Bewegung der Steuerfläche durch manuelles Steuern der Steuertabs beeinflusst werden. Das Bewegen der Steuerlasche stört das aerodynamische Gleichgewicht, wodurch sich die Steuerfläche bewegt.