Caractéristiques d'un avion
Chaque avion gère quelque peu différemment car chacun résiste ou répond aux pressions de contrôle à sa manière. Par exemple, un avion d'entraînement répond rapidement aux applications de contrôle, tandis qu'un avion de transport se sent lourd sur les commandes et répond plus lentement aux pressions de contrôle. Ces caractéristiques peuvent être conçues dans un aéronef pour faciliter le but particulier de l'aéronef en tenant compte de certaines exigences de stabilité et de manœuvre. La discussion suivante résume les aspects les plus importants des qualités de stabilité, de maniabilité et de contrôlabilité d'un aéronef ; comment ils sont analysés ; et leur relation avec diverses conditions de vol.
La stabilité
La stabilité est la qualité inhérente d'un aéronef à corriger les conditions susceptibles de perturber son équilibre et à revenir ou à continuer sur la trajectoire de vol d'origine. Il s'agit principalement d'une caractéristique de conception d'avion. Les trajectoires de vol et les attitudes d'un aéronef sont limitées par les caractéristiques aérodynamiques de l'aéronef, son système de propulsion et sa résistance structurelle. Ces limitations indiquent les performances et la maniabilité maximales de l'avion. Si l'aéronef doit fournir une utilité maximale, il doit être contrôlable en toute sécurité dans toute la mesure de ces limites sans dépasser la force du pilote ou exiger une capacité de vol exceptionnelle. Si un aéronef doit voler droit et stable le long d'une trajectoire de vol arbitraire, les forces agissant sur lui doivent être en équilibre statique. La réaction d'un corps lorsque son équilibre est perturbé est appelée stabilité. Les deux types de stabilité sont statique et dynamique.
Stabilité statique
La stabilité statique fait référence à la tendance initiale, ou direction du mouvement, de retour à l'équilibre. Dans l'aviation, il fait référence à la réponse initiale de l'avion lorsqu'il est perturbé par un tangage, un lacet ou une inclinaison donnés.
• Stabilité statique positive — la tendance initiale de l'aéronef à revenir à l'état d'équilibre d'origine après avoir été perturbé.
• Stabilité statique neutre — la tendance initiale de l'avion à rester dans un nouvel état après que son équilibre ait été perturbé.
• Stabilité statique négative — la tendance initiale de l'aéronef à s'éloigner de l'état d'équilibre d'origine après avoir été perturbé.
Stabilité dynamique
La stabilité statique a été définie comme la tendance initiale à revenir à l'équilibre que l'avion affiche après avoir été dérangé de son état compensé. Parfois, la tendance initiale est différente ou opposée à la tendance générale, il faut donc faire la distinction entre les deux. La stabilité dynamique fait référence à la réponse de l'avion au fil du temps lorsqu'il est perturbé par un tangage, un lacet ou une inclinaison donnés. Ce type de stabilité a également trois sous-types :
• Stabilité dynamique positive — avec le temps, le mouvement de l'objet déplacé diminue en amplitude et, parce qu'il est positif, l'objet déplacé revient vers l'état d'équilibre.
• Stabilité dynamique neutre— une fois déplacé, l'objet déplacé ne diminue ni n'augmente en amplitude. Un amortisseur automobile usé présente cette tendance.
• Stabilité dynamique négative— avec le temps, le mouvement de l'objet déplacé augmente et devient plus divergent.
La stabilité dans un avion affecte deux domaines de manière significative :
• Maniabilité — la qualité d'un aéronef qui lui permet d'être manœuvré facilement et de résister aux contraintes imposées par les manœuvres. Il est régi par le poids, l'inertie, la taille et l'emplacement des commandes de vol, la résistance structurelle et le groupe motopropulseur de l'avion. C'est aussi une caractéristique de conception des avions.
• Contrôlabilité — la capacité d'un aéronef à répondre aux commandes du pilote, notamment en ce qui concerne la trajectoire de vol et l'attitude. C'est la qualité de la réponse de l'avion à l'application des commandes du pilote lors de la manœuvre de l'avion, quelles que soient ses caractéristiques de stabilité.
Stabilité longitudinale (tangage)
Lors de la conception d'un avion, beaucoup d'efforts sont déployés pour développer le degré de stabilité souhaité autour des trois axes. Mais la stabilité longitudinale autour de l'axe latéral est considérée comme la plus affectée par certaines variables dans diverses conditions de vol.
La stabilité longitudinale est la qualité qui rend un avion stable autour de son axe latéral. Cela implique le mouvement de tangage lorsque le nez de l'avion monte et descend en vol. Un aéronef longitudinalement instable a tendance à plonger ou à monter progressivement dans un piqué ou une montée très raide, voire un décrochage. Ainsi, un aéronef présentant une instabilité longitudinale devient difficile et parfois dangereux à piloter.
La stabilité longitudinale statique, ou l'instabilité d'un avion, dépend de trois facteurs :
1. Emplacement de l'aile par rapport au CG
2. Emplacement des empennages horizontaux par rapport au CG
3. Superficie ou taille des surfaces de queue
Dans l'analyse de la stabilité, il convient de rappeler qu'un corps libre de tourner tourne toujours autour de son centre de gravité.
Pour obtenir une stabilité longitudinale statique, la relation des moments d'aile et de queue doit être telle que, si les moments sont initialement équilibrés et que l'avion est soudainement cabré, les moments d'aile et les moments de queue changent de sorte que la somme de leurs forces fournit un déséquilibre mais moment de restauration qui, à son tour, fait redescendre le nez. De même, si l'avion est en piqué, le changement de moment qui en résulte ramène le nez vers le haut.
Le centre de portance (CL) de la plupart des profils aérodynamiques asymétriques a tendance à changer ses positions avant et arrière avec un changement de l'angle d'attaque. Le CL a tendance à avancer avec une augmentation de l'angle d'attaque et à reculer avec une diminution de l'angle d'attaque. Cela signifie que lorsque l'AOA d'un profil aérodynamique est augmenté, le CL, en avançant, tend à soulever encore plus le bord d'attaque de l'aile. Cette tendance donne à l'aile une qualité inhérente d'instabilité. (REMARQUE : CL est également connu sous le nom de centre de pression (CP).)
La figure montre un avion en vol rectiligne en palier. La ligne CG-CL-T représente l'axe longitudinal de l'avion du CG à un point T sur le stabilisateur horizontal.
La plupart des avions sont conçus pour que le CL de l'aile soit à l'arrière du CG. Cela alourdit le nez de l'avion et nécessite qu'il y ait une légère force vers le bas sur le stabilisateur horizontal afin d'équilibrer l'avion et d'empêcher le nez de s'incliner continuellement vers le bas. La compensation de cette lourdeur du nez est fournie en réglant le stabilisateur horizontal à un AOA légèrement négatif. La force vers le bas ainsi produite maintient la queue vers le bas, contrebalançant le nez "lourd". C'est comme si la ligne CG-CL-T était un levier avec une force vers le haut en CL et deux forces vers le bas s'équilibrant, l'une une force forte au point CG et l'autre, une force beaucoup plus faible, au point T (vers le bas pression d'air sur le stabilisateur). Pour mieux visualiser ce principe de physique : Si une barre de fer était suspendue au point CL, avec un poids lourd accroché dessus au CG,
Même si le stabilisateur horizontal peut être de niveau lorsque l'avion est en vol en palier, il y a un souffle d'air provenant des ailes. Ce downwash frappe le haut du stabilisateur et produit une pression vers le bas qui, à une certaine vitesse, est juste suffisante pour équilibrer le « levier ». Plus l'avion vole vite, plus ce balayage vers le bas est important et plus la force vers le bas sur le stabilisateur horizontal (sauf les empennages en T) est importante. Dans les avions équipés de stabilisateurs horizontaux à position fixe, le constructeur de l'avion règle le stabilisateur à un angle qui offre la meilleure stabilité (ou équilibre) pendant le vol à la vitesse de croisière et au réglage de puissance de conception.
Si la vitesse de l'avion diminue, la vitesse du flux d'air au-dessus de l'aile diminue. En raison de cette diminution du flux d'air sur l'aile, le balayage vers le bas est réduit, ce qui entraîne une moindre force vers le bas sur le stabilisateur horizontal. À son tour, la lourdeur caractéristique du nez est accentuée, ce qui fait piquer davantage le nez de l'avion. Cela place l'avion dans une assiette en piqué, ce qui réduit l'angle d'attaque et la traînée de l'aile et permet à la vitesse d'augmenter. Au fur et à mesure que l'avion continue à piquer et que sa vitesse augmente, la force vers le bas sur le stabilisateur horizontal est à nouveau augmentée. Par conséquent, la queue est à nouveau poussée vers le bas et le nez monte dans une attitude d'escalade.
Au fur et à mesure que cette montée se poursuit, la vitesse diminue à nouveau, entraînant une diminution de la force vers le bas sur la queue jusqu'à ce que le nez s'abaisse à nouveau. Parce que l'avion est dynamiquement stable, le nez ne s'abaisse pas aussi loin cette fois qu'il le faisait auparavant. L'avion acquiert suffisamment de vitesse dans ce piqué plus progressif pour le lancer dans une autre montée, mais la montée n'est pas aussi raide que la précédente.
Après plusieurs de ces oscillations décroissantes, dans lesquelles le nez monte et descend alternativement, l'avion se stabilise finalement à une vitesse à laquelle la force vers le bas sur la queue contrecarre exactement la tendance de l'avion à plonger. Lorsque cette condition est atteinte, l'aéronef est à nouveau en vol équilibré et continue en vol stabilisé tant que cette assiette et cette vitesse ne sont pas modifiées.
Un effet similaire est noté lors de la fermeture de l'accélérateur. Le balayage vers le bas des ailes est réduit et la force à T sur la figure n'est pas suffisante pour maintenir le stabilisateur horizontal vers le bas. Il semble que la force en T sur le levier permette à la force de gravité de tirer le nez vers le bas. Il s'agit d'une caractéristique souhaitable car l'avion essaie intrinsèquement de regagner de la vitesse et de rétablir le bon équilibre.
La puissance ou la poussée peuvent aussi avoir un effet déstabilisant dans la mesure où une augmentation de puissance peut avoir tendance à faire monter le nez. Le concepteur de l'avion peut compenser cela en établissant une "ligne de poussée élevée" dans laquelle la ligne de poussée passe au-dessus du CG. Dans ce cas, à mesure que la puissance ou la poussée augmente, un moment est produit pour contrer la charge vers le bas sur la queue. D'autre part, une "ligne de poussée très faible" aurait tendance à ajouter à l'effet cabré de la surface horizontale de la queue. Conclusion : avec le CG en avant du CL et avec une force de queue aérodynamique, l'avion tente généralement de revenir à une attitude de vol sûre.
Ce qui suit est une démonstration simple de la stabilité longitudinale. Trim l'avion pour un contrôle "mains libres" en vol en palier. Ensuite, donnez momentanément une légère poussée aux commandes pour piquer l'avion. Si, dans un court laps de temps, le nez remonte vers la position d'origine, l'avion est statiquement stable. Ordinairement, le nez dépasse la position d'origine (celle du vol en palier) et une série d'oscillations lentes en tangage s'ensuit. Si les oscillations cessent progressivement, l'avion a une stabilité positive ; s'ils continuent de manière inégale, l'avion a une stabilité neutre; s'ils augmentent, l'avion est instable.
Stabilité latérale (roulement)
La stabilité autour de l'axe longitudinal de l'avion, qui s'étend du nez de l'avion à sa queue, est appelée stabilité latérale. La stabilité latérale positive aide à stabiliser l'effet latéral ou "de roulis" lorsqu'une aile devient plus basse que l'aile du côté opposé de l'avion. Il existe quatre principaux facteurs de conception qui rendent un avion stable latéralement : le dièdre, le balayage, l'effet de quille et la répartition du poids.
Dièdre
Certains aéronefs sont conçus de manière à ce que les extrémités extérieures des ailes soient plus hautes que les racines des ailes. L'angle vers le haut ainsi formé par les ailes est appelé dièdre. Lorsqu'une rafale provoque un roulis, il en résulte un dérapage. Ce dérapage fait que le vent relatif affectant l'ensemble de l'avion vient de la direction du dérapage. Lorsque le vent relatif vient de côté, l'aile glissant face au vent subit une augmentation d'angle d'attaque et développe une augmentation de portance. L'aile éloignée du vent est sujette à une diminution d'angle d'attaque, et développe une diminution de portance. Les changements de portance entraînent un moment de roulis tendant à soulever l'aile au vent, donc le dièdre contribue à un roulis stable en raison du dérapage.
Balayage et emplacement de l'aile
De nombreux aspects de la configuration d'un avion peuvent affecter son dièdre effectif, mais deux composants majeurs sont le balayage de l'aile et l'emplacement de l'aile par rapport au fuselage (comme une aile basse ou une aile haute). À titre d'estimation approximative, 10 ° de balayage sur une aile fournissent environ 1 ° de dièdre effectif, tandis qu'une configuration d'aile haute peut fournir environ 5 ° de dièdre effectif sur une configuration d'aile basse.
Une aile en flèche est une aile dans laquelle le bord d'attaque est incliné vers l'arrière. Lorsqu'une perturbation fait glisser ou abaisser une aile d'un aéronef avec balayage arrière, l'aile basse présente son bord d'attaque à un angle plus perpendiculaire au flux d'air relatif. En conséquence, l'aile basse acquiert plus de portance, s'élève et l'avion retrouve son assiette de vol d'origine.
Effet de quille et répartition du poids
Un aéronef à ailes hautes a toujours tendance à tourner l'axe longitudinal de l'aéronef dans le vent relatif, ce qui est souvent appelé effet de quille. Ces aéronefs sont stables latéralement du simple fait que les ailes sont fixées en position haute sur le fuselage, ce qui fait que le fuselage se comporte comme une quille exerçant une influence stabilisatrice sur l'aéronef latéralement autour de l'axe longitudinal. Lorsqu'un avion à ailes hautes est perturbé et qu'une aile plonge, le poids du fuselage agit comme un pendule ramenant l'avion au niveau horizontal.
Les aéronefs stables latéralement sont construits de manière à ce que la plus grande partie de la zone de quille soit au-dessus du CG. Ainsi, lorsque l'avion glisse d'un côté, la combinaison du poids de l'avion et de la pression du flux d'air contre la partie supérieure de la zone de quille (les deux agissant autour du CG) a tendance à ramener l'avion au vol à plat.
Stabilité directionnelle (lacet)
La stabilité autour de l'axe vertical de l'avion (le moment latéral) est appelée lacet ou stabilité directionnelle. Le lacet ou la stabilité directionnelle est la stabilité la plus facilement obtenue dans la conception des aéronefs. La zone de la dérive verticale et les côtés du fuselage à l'arrière du CG sont les principaux contributeurs qui font que l'avion agit comme la girouette ou la flèche bien connue, pointant son nez dans le vent relatif.
En examinant une girouette, on peut voir que si exactement la même quantité de surface était exposée au vent devant le point de pivotement qu'à l'arrière, les forces avant et arrière seraient en équilibre et peu ou pas de mouvement directionnel en résulterait. . Par conséquent, il est nécessaire d'avoir une plus grande surface en arrière du point de pivotement qu'en avant de celui-ci.
De même, le concepteur de l'aéronef doit assurer une stabilité directionnelle positive en rendant la surface latérale plus à l'arrière qu'à l'avant du CG. Pour fournir une stabilité positive supplémentaire à celle fournie par le fuselage, une dérive verticale est ajoutée. La nageoire agit comme la plume d'une flèche en maintenant un vol rectiligne. Comme la girouette et la flèche, plus cet aileron est placé loin en arrière et plus sa taille est grande, plus la stabilité directionnelle de l'avion est grande.
Si un avion vole en ligne droite et qu'une rafale d'air latérale donne à l'avion une légère rotation autour de son axe vertical (c'est-à-dire vers la droite), le mouvement est retardé et arrêté par la dérive parce que pendant que l'avion tourne vers le à droite, l'air frappe le côté gauche de l'aileron sous un angle. Cela provoque une pression sur le côté gauche de l'aileron, qui résiste au mouvement de rotation et ralentit le lacet de l'avion. Ce faisant, il agit un peu comme la girouette en tournant l'avion face au vent relatif. Le changement initial de direction de la trajectoire de vol de l'aéronef est généralement légèrement en retard sur son changement de cap. Par conséquent, après un léger lacet de l'avion vers la droite, il y a un bref instant où l'avion se déplace toujours le long de sa trajectoire d'origine, mais son axe longitudinal est légèrement pointé vers la droite.
L'avion est alors momentanément en dérapage latéral et, pendant ce moment (puisqu'on suppose que bien que le mouvement de lacet soit arrêté, la surpression sur le côté gauche de la dérive persiste), il y a nécessairement tendance à faire virer l'avion partiellement vers la gauche. C'est-à-dire qu'il y a une tendance de restauration momentanée causée par l'aileron.
Cette tendance au rétablissement est relativement lente à se développer et cesse lorsque l'avion cesse de déraper. Lorsqu'il cesse, l'avion vole dans une direction légèrement différente de la direction d'origine. En d'autres termes, il ne reviendra pas de lui-même à la rubrique d'origine ; le pilote doit rétablir le cap initial.
Une amélioration mineure de la stabilité directionnelle peut être obtenue par balayage. Le balayage est incorporé dans la conception de l'aile principalement pour retarder le début de la compressibilité pendant le vol à grande vitesse. Dans les avions plus légers et plus lents, le balayage aide à localiser le centre de pression dans la bonne relation avec le CG. Un avion longitudinalement stable est construit avec le centre de pression à l'arrière du CG.
Pour des raisons structurelles, les concepteurs d'avions ne peuvent parfois pas fixer les ailes au fuselage au point exact souhaité. S'ils devaient monter les ailes trop en avant et perpendiculairement au fuselage, le centre de pression ne serait pas assez loin vers l'arrière pour donner la stabilité longitudinale souhaitée. En construisant un balayage dans les ailes, cependant, les concepteurs peuvent déplacer le centre de pression vers l'arrière. La quantité de balayage et la position des ailes placent alors le centre de pression au bon endroit.
Lorsque la turbulence ou l'application du gouvernail provoque le lacet de l'avion d'un côté, l'aile opposée présente un bord d'attaque plus long perpendiculaire au flux d'air relatif. La vitesse de l'aile avant augmente et elle acquiert plus de traînée que l'aile arrière. La traînée supplémentaire sur l'aile avant tire l'aile vers l'arrière, ramenant l'avion sur sa trajectoire d'origine.
La contribution de l'aile à la stabilité directionnelle statique est généralement faible. L'aile balayée fournit une contribution stable en fonction de la quantité de balayage, mais la contribution est relativement faible par rapport aux autres composants.
Oscillations directionnelles libres (Dutch Roll)
Le roulis hollandais est une oscillation latérale/directionnelle couplée qui est généralement dynamiquement stable mais qui n'est pas sûre dans un avion en raison de sa nature oscillatoire. L'amortissement du mode oscillatoire peut être faible ou fort selon les propriétés de l'aéronef particulier.
Si l'avion a une aile droite enfoncée, l'angle de dérapage positif corrige l'aile latéralement avant que le nez ne soit réaligné avec le vent relatif. Au fur et à mesure que l'aile corrige la position, une oscillation directionnelle latérale peut se produire, ce qui fait que le nez de l'avion fait un huit à l'horizon à la suite de deux oscillations (roulis et lacet), qui, bien que d'environ la même amplitude, sont hors tension. de phase les uns avec les autres.
Dans la plupart des avions modernes, à l'exception des conceptions d'ailes en flèche à grande vitesse, ces oscillations directionnelles libres disparaissent généralement automatiquement en très peu de cycles, à moins que l'air ne continue à être en rafales ou turbulent. Les avions aux tendances persistantes de roulis néerlandais sont généralement équipés d'amortisseurs de lacet gyrostabilisés. Les fabricants essaient d'atteindre un point médian entre trop et trop peu de stabilité directionnelle. Parce qu'il est plus souhaitable que l'avion ait une «instabilité en spirale» que des tendances de roulis hollandais, la plupart des avions sont conçus avec cette caractéristique.
Instabilité en spirale
L'instabilité en spirale existe lorsque la stabilité directionnelle statique de l'aéronef est très forte par rapport à l'effet de son dièdre dans le maintien de l'équilibre latéral. Lorsque l'équilibre latéral de l'avion est perturbé par une rafale d'air et qu'un dérapage est introduit, la forte stabilité directionnelle a tendance à incliner le nez dans le vent relatif résultant tandis que le dièdre relativement faible tarde à rétablir l'équilibre latéral. En raison de ce lacet, l'aile à l'extérieur du moment de virage avance plus vite que l'aile intérieure et, par conséquent, sa portance devient plus grande. Cela produit une tendance à l'overbanking qui, si elle n'est pas corrigée par le pilote, se traduit par un angle d'inclinaison de plus en plus raide. À la fois, la forte stabilité directionnelle qui fait pivoter l'avion dans le vent relatif force en fait le nez à une assiette plus basse. Une lente spirale descendante commence qui, si elle n'est pas contrecarrée par le pilote, augmente progressivement en un piqué en spirale raide. Habituellement, le taux de divergence dans le mouvement en spirale est si graduel que le pilote peut contrôler la tendance sans aucune difficulté.
De nombreux aéronefs sont affectés à un certain degré par cette caractéristique, bien qu'ils puissent être intrinsèquement stables dans tous les autres paramètres normaux. Cette tendance explique pourquoi un aéronef ne peut pas être piloté «sans les toucher» indéfiniment.
De nombreuses recherches ont porté sur la mise au point de dispositifs de contrôle (wing leveler) pour corriger ou supprimer cette instabilité. Le pilote doit être prudent dans l'application des commandes de récupération pendant les étapes avancées de cette condition en spirale ou des charges excessives peuvent être imposées à la structure. Une mauvaise récupération après une instabilité en spirale entraînant des défaillances structurelles en vol a probablement contribué à plus de décès dans les avions de l'aviation générale que tout autre facteur. Étant donné que la vitesse dans la condition de spirale augmente rapidement, l'application de la force de profondeur arrière pour réduire cette vitesse et tirer le nez vers le haut ne fait que « resserrer le virage », augmentant le facteur de charge. Les résultats de la spirale incontrôlée prolongée sont une défaillance structurelle en vol, un écrasement au sol, ou les deux.
