5. Stability & Control

• kehrt nach einer Störung aus dem Gleichgewicht in die Ruheposition zurück

• Antwortet auf einen begrenzten Input immer mit einem begrenzten Output (BIBO stability)

• Stabil

• Instabil

• Indifferent

• 
  

• Wenn alle Kräfte die auf einen Körper wirken sich in der Summe zu Null aufheben. Dann hat der Körper die Tendenz seine aktulle Bewegung nicht zu verändern

• Hält seinen aktuellen Trimm-Zustand durch die Erzeugung eines negativen Aerodynamischen Moments

• Störung wird durch ein rückstellendes Moment ohne Einwirkung des Piloten aufgehoben

• Verlauf des Rückstellenden Moments ist nicht relevant.

Nein, die statische Stabilität ist eine notwendige Bedingung für dyn. Stabilität.

• Statisch stabile Flugzeuge hingegen können dyn. instabil sein.

Während sich die Stabilitätsanalyse mit den systemimmanenten Eigenschaften des Flugzeugs beschäftigt, berücksichtigt der Begriff "Steuerbarkeit" auch den Piloten bzw. seine Steuereingaben berücksichtigt.

Ein Flugzeug wird als steuerbar bezeichnet, wenn es durch den Einsatz seiner Steuerungssysteme möglich ist, einen Flugzustand (z.B. bestimmt durch Flughöhe und Geschwindigkeit) zu erreichen und bestimmte Manöver durchzuführen (Manövrierfähigkeit). Dies impliziert eine indeutige Zuordnung der primären Steuerelemente und deren Auslenkungen zu den Bewegungen des Flugzeugs

Ein Flugzeug kann auf einen bestimmten Flugzustand getrimmt werden, wenn ein Momentengleichgewicht, z. B. ein stationärer Flugzustand, kann durch geeignete Steuer- und Trimmausschläge erreicht werden.

• Hauptsächlich Subpart B

  • 25.171

  • .173, .175, 177, 187,…

• V_D in Subpart C

• Control Systems & Autopilot in D & F

General Stability requirement

Das Flugzeug muss längs-, richtungs- und seitenstabil in Übereinstimmung mit den Bestimmungen von CS 25.173 bis 25.177 sein. Darüber hinaus ist eine angemessene Stabilität und ein angemessenes Steuergefühl (statische Stabilität) unter allen im Betrieb üblichen Bedingungen erforderlich, wenn Flugversuche zeigen, dass dies für die Sicherheit erforderlich ist.

Static longitudinal stability (elevator effect)

Ein Zug (am Steuerelement) muss erforderlich sein, um Geschwindigkeiten unterhalb der angegebenen Trimmgeschwindigkeit zu erreichen und zu halten, und ein Schub muss erforderlich sein, um Geschwindigkeiten oberhalb der angegebenen Trimmgeschwindigkeit zu erreichen und zu halten

Static longitudinal stability (speed stability)

Die Fluggeschwindigkeit muss auf 7,5 % [Reiseflug] bis 10 % [Steigflug, Anflug, Landung] der ursprünglichen Trimmgeschwindigkeit zurückgehen [...], wenn die Steuerkraft langsam zurückgenommen wird.

• Cooper-Harper-Scale

Eine Störung des Anstellwinkels erzeugt ein der Bewegung entgegengerichtetes Nickmoment, welches das Flugzeug zurück in die Ausgangsposition bringt.

• Nur für Flugzeuge, deren Neutralpunkt sich hinter der SP-Lage befindet.

• Beide sind abhängig von der Flugzeugkonfiguration und Geometrie

• Abhängig beispielsweise von

  • Aspect ratio

  • Sweep

  • Mach number

Durch Verschiebung des Neutralpunkt (Aerodynamic Center - AC) nach hinten (Abstand CG - AC erhöhen):

• Erhöhung des HTP voluemtric coefficient

  • HTP Fläche vergörßern

  • HTP Hebelarm vergrößern

• Auftriebserhöhung des HTP (z. B. höhere Aspect ratio)

• Downwash factor erhöhen. (Abhängigkeit von Downwash-Angle und Anstellwinkel muss verringert werden)

• Rumpf wirkt destabilisierend bei Störungen.

• Reduzierung des Rumpfdurchmessers

• Geringere Gesamtlänge

Beispiel (K-Faktor):

Der Einfluss ist abhängig von der Position der Triebwerke. Der Hebelarm zwischen Schubvektor und CG ist dabei relevant.

Die Summe aller Momente ist Null!

1. Der Gradient des Cm (CL) Verlaufs.

   • Je flacher die Kurve, desto instabiler das Flugzeug.

1. Abstand CG-AC

   • Hoher Abstand: Nickmoment aus Auftriebsänderung hoch!

   • Muss innerhalb bestimmer Grenzen liegen!

   • CG = AC -> Stabilitätsgrenze

• Wanderung nach hinten (Richtung AC)

  • Instabiler

  • Grenze: AC = CG (danach instabil)

• Wanderung nach vorne

  • Steuerbarkeit sinkt

• Untere Grenze: Wirkfläche HTP

• Vordere Grenze: Steuerbarkeitsgrenze

• Hintere Grenze: Stabilitätsgrenze

• Übergang Schallgeschw. (Mach 2)

  • Point-Of-Attack d. Auftriebskraft verschiebt sich stark nach hinten

    -> AC verschiebt sich nach hinten (CG-AC-Distance vergrößert sich)

    -> CG muss nach hinten verschoben werden

Tedenz zurück in die Ausgangslage nach einem Sideslip zu kommen. Flugzeug erzeugt ein entgegengesetztes Giermoment. (N_beta)

• Erhöhung der VTP Surface

• Erhöhung VTP-Lver arm

• Erhöhung des C_NBeta Beiwerts

Je höher die Aspect ratio (b²/S), desto:

• höher die “Auftriebserhöhung” des VTP

  • höher die Seitenkraft

    • höher das Giermoment

      • höher die Richtungsstabilität

Niedriger Flügel erhöht Richtungsstabilität

N_beta Sweep > 0

• Erhöhter Anstellwinkel auf windzugewandter Tragfläche

• Positive Widerstandänderung entgegen der Flugrichtung auf windzugewandter Tragfläche.

  
  

  -> Stabilisierendes Giermoment resultierend aus Widerstandänderung an Tragflächen (destabilisierend für anhedral)

Seitliche Anströmung:

• Wie Tragfläche bis CG

• Danach spiegelverkehrt

• für zu destabilisierenden Effekt

Nicht analog zu Längs- und Richtungsstabilität!

• Kopplung aus Roll- und Gierbewegung

  • Neigungswinkel (positiv)

    führt zu…

  • Seitenkraft (aus Kräfte GG)

    führt zu

  • Sideslip (pos. Schiebewinkel)

    führt zu

  • Rückführenden Rollmoment (L_beta)

• V-Stellungswinkel (Dihedral)

• Flügelposition

• Pfeilung (Sweep)

Weitere:

• VTP

• HTP

• Rumpf (symmetrische Rümpfe haben keinen Einfluss)

• Triebwerke

• Propwash (Propeller an der Rumpfspitze)

• Postion des AC des VTP verursacht ein Rollmoment:

  • Abhängig vom Betrag der Postion z_VTP

• Rollrate p erzeugt negatives Rollmoment L_p.

  • relevant für Roll-Leistung

  • Flügel als Hauptursache (besonders Aspect Ratio)

• Rollen verursacht erhöhten pos. Auftriebsänderung auf abwärtsbewegene Tragfläche.

  • wirkt entgegen der Rollbewegung

  • Abhängig von Auftriebsverteilung.