Gemäß dem NTSB-Unfallbericht über den Absturz von USAir-Flug 427 haben alle Verkehrsflugzeuge eine Übergangsgeschwindigkeit (die Geschwindigkeit, bei der die maximale Rollkraft der Querruder und Spoiler des Flugzeugs gerade ausreicht, um der Rollkraft entgegenzuwirken, die durch ein volles Seitenruder erzeugt wird Hardover ; Oberhalb dieser Geschwindigkeit kann ein harter Seitenruderüberschlag mit ausreichender Jocheingabe verwittert werden, während unterhalb dieser Geschwindigkeit ein harter Seitenruderüberschlag zu einem sofortigen Kontrollverlust führt), der im Gleichschritt mit dem vertikalen Lastfaktor des Flugzeugs zunimmt (so dass die Überkreuzungsfluggeschwindigkeit bei , sagen wir, 4 Gs sind höher als bei 1 G) 1 :
Mehrere Flugtestbedingungen erforderten von den Testpiloten, die Kontrolle über das Flugzeug und, wenn möglich, einen konstanten (oder stabilen) Steuerkurs beizubehalten, indem das Steuerrad verwendet wurde, um vollen Ruderoberflächenausschlägen entgegenzuwirken. Diese Tests zeigten, dass in der Konfiguration der Klappen 1 und bei bestimmten Fluggeschwindigkeiten die Rollautorität (unter Verwendung von Spoilern und Querrudern) nicht ausreichte, um den Rolleffekten eines bis zu seiner Blowdown-Grenze ausgelenkten Seitenruders vollständig entgegenzuwirken. Die Fluggeschwindigkeit, bei der die maximale Rollsteuerung (volle Rollautorität durch Steuerradeingabe) den Gier-/Rolleffekten eines bis zu seiner Blowdown-Grenze ausgelenkten Ruders nicht mehr entgegenwirken konnte, wurde von den Teilnehmern der Testgruppe als „Crossover Airspeed“ bezeichnet.
Die Flugtests ergaben, dass in der Landeklappen-1-Konfiguration und bei einem geschätzten Flugzeuggewicht von 110.000 Pfund die Crossover-Fluggeschwindigkeit der 737-300 187 KCAS bei einem G betrug. Bei Fluggeschwindigkeiten über 187 KCAS könnte das durch einen vollen Ruderausschlag induzierte Rollen sein korrigiert durch Steuerradeingang; In der gleichen Konfiguration konnte jedoch bei Fluggeschwindigkeiten von 187 KCAS und darunter das durch einen vollen Ruderausschlag induzierte Rollen nicht vollständig durch eine volle Steuerradeingabe in die entgegengesetzte Richtung eliminiert werden, und das Flugzeug rollte weiter in Richtung des Ruderausschlags . Die Flugtestdaten bestätigten auch, dass eine Erhöhung des vertikalen Lastfaktors oder des Anstellwinkels zu einer Erhöhung der Crossover-Fluggeschwindigkeit führte.
... Die M-CAB-Flugsimulationen zeigten, dass bei einem bis zu seiner aerodynamischen Blowdown-Grenze ausgelenkten Ruder und in der Konfiguration und den Bedingungen des Unfallflugzeugs von USAir-Flug 427 das Rollen nicht vollständig eliminiert werden konnte (und die Kontrolle über das Flugzeug konnte es nicht wiedererlangt werden) durch Verwendung der vollen Steuerradeingaben, wenn die Fluggeschwindigkeit unter 187 KCAS blieb ... Um das Flugzeug wieder in eine Flügelhöhe zu bringen, mussten die Piloten übermäßiges Manövrieren vermeiden, das den vertikalen Lastfaktor oder angreifen und somit die Crossover-Fluggeschwindigkeit erhöhen.
... Ein Pilot beschrieb, wie das Flugzeug zunächst auf Querrudereingaben reagieren und beginnen würde, aus der seitenruderinduzierten Querlage herauszurollen, und wie durch Zurückziehen der Steuersäule und Hinzufügen eines vertikalen Lastfaktors die Erholung gestoppt werden konnte und Das Flugzeug könnte in einer Seitenrutschbank hängen. Der Testpilot sagte, dass er in diesen Momenten keine zusätzlichen hinteren Säuleneingaben anwendete, aber dass diese Eingaben dazu geführt hätten, dass das Flugzeug „in das Seitenruder rollte“. Der Pilot kam zu dem Schluss, dass „Sie die Rollrate mit der Steuersäule steuern können“. Der andere Boeing-Testpilot sagte, dass in Bezug auf die Steuereingaben, die erforderlich sind, um eine Erholung von der vollen Rudereingabe durchzuführen, „zwischen dem G [normaler Lastfaktor] und der Rolle eine gewisse Technik erforderlich ist.“
Die Flugtestpiloten bestätigten, dass das Boeing M-CAB und die Computersimulationsmodelle den Kompromiss zwischen normalem Belastungsfaktor und Rollkontrolle enthielten, dass der Kompromiss jedoch bei einem größeren Belastungsfaktor im Simulator als im Flugzeug auftrat ...
Die Flugtestpiloten von Boeing gaben an, dass sich das Flugzeug leicht erholte, als sie die Fluggeschwindigkeit auf etwa 220 bis 225 KCAS erhöhen ließen (wobei die Höhe nach Bedarf geopfert wurde, um die Fluggeschwindigkeit aufrechtzuerhalten). Die Piloten berichteten, dass das Flugzeug leichter zu kontrollieren war, als sie das Ereignis bei höheren Fluggeschwindigkeiten einleiteten, und dass die Bergung mit weniger Rollen bewerkstelligt wurde ... [Seiten 63-65 des Berichts/Seiten 87-89 der PDF-Datei des Berichts]
Der Artikel von Boeing definierte die Crossover-Fluggeschwindigkeit als die Geschwindigkeit, unterhalb der das Rollmoment, das durch eine vollständige seitliche Steuereingabe erzeugt wird, den Rolleffekt durch die volle Ruderauslenkung nicht überwindet. In dem Artikel heißt es: „Während die Fluggeschwindigkeit, bei der dies auftritt, variabel ist, gibt es Überschneidungsgeschwindigkeiten bei allen kommerziellen Flugzeugen …“ [Seite 205/229]
... Auf der Grundlage der vorhandenen Fluggeschwindigkeit und der Erhöhung der vertikalen G-Last wäre das Flugzeug um etwa 1903:02 unterhalb der Fluggeschwindigkeit gewesen, bei der die Rollsteuerungen (Querruder und Spoiler) den Auswirkungen des vollständig ausgeschlagenen Seitenruders entgegenwirken könnten (Crossover-Fluggeschwindigkeit). Somit wäre es von diesem Zeitpunkt an für die Flugbesatzung unmöglich gewesen, die Rollkontrolle wiederzuerlangen, ohne die Fluggeschwindigkeit zu erhöhen und/oder die vertikale G-Last des Flugzeugs zu verringern. [Seite 256/280]
Angesichts der Tatsache, dass die Querruder und Spoiler eines Flugzeugs im Allgemeinen mit der gleichen Fluggeschwindigkeit wie das Seitenruder fliegen (und daher mit zunehmender Fluggeschwindigkeit eine entsprechende Erhöhung der Kontrollautorität erfahren sollten), wie kann seine seitliche Kontrollautorität die des Seitenruders über eine bestimmte Geschwindigkeit hinaus übertreffen? Auch wenn die von den Querrudern und Spoilern erzeugten aerodynamischen Kräfte - und damit deren Steuerbefugnis - mit steigender Fluggeschwindigkeit zunehmen, sollte dieser Effekt nicht dazu führen, dass auch die Steuerbefugnis des Seitenruders zunimmt und dem Querruder voraus bleibt / Spoilerkontrollbehörde? Warum nimmt die Steuerautorität der seitlichen Steuerungen mit der Fluggeschwindigkeit schneller zu als die Steuerautorität des Seitenruders? Was das betrifft, Gibt es einen bestimmten Grund, warum die Steuerautorität des Seitenruders größer sein muss als die der Querruder und Spoiler bei niedrigen Geschwindigkeiten? Das Seitenruder muss viel Steuerhoheit haben, um einen Motorausfall knapp über V-1 kompensieren zu können - aber warum können die Seitensteuerungen nicht noch mehr Steuerhoheit haben, um ein Ruder kompensieren zu können Hardover bei niedrigen Geschwindigkeiten?
Und warum führt eine Erhöhung des vertikalen Lastfaktors zu einer Erhöhung der Crossover-Fluggeschwindigkeit? Damit ein Flugzeug einen hohen vertikalen Lastfaktor erfährt, muss es mit einem ungewöhnlich großen Anstellwinkel fliegen - sollte dies nicht das Seitenruder immer weiter in das Kielwasser des horizontalen Leitwerks und des hinteren Rumpfes bringen und das "ausblenden". Seitenruder (Reduzierung seiner Steuerautorität) und damit eine Verringerung der Crossover-Fluggeschwindigkeit?
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1 : Bei der 737 hängt die Crossover-Fluggeschwindigkeit auch von der Klappenstellung des Flugzeugs ab, aber das ist eine andere Frage .
Wie kann [die Querruder und Spoiler eines Flugzeugs] die seitliche Steuerungsautorität die des Seitenruders über eine bestimmte Geschwindigkeit hinaus übertreffen?
Dies hängt vom Auftriebsbeiwert des Flügels ab. Bei einem höheren Auftriebskoeffizienten kann das untere Querruder nicht die gleiche Auftriebsmenge hinzufügen, die es bei einem niedrigeren Auftriebskoeffizienten könnte. Während das angehobene Querruder auf der gegenüberliegenden Seite immer noch den Auftrieb lokal reduziert, wird das abgesenkte Querruder beim Anheben des Auftriebs weniger effektiv, wenn der Auftriebskoeffizient zunimmt. Ein höherer Auftriebskoeffizient verursacht eine höhere Sogspitze in der Nähe der Vorderkante und belastet die Grenzschicht stärker, und das Hinzufügen von mehr derselben wird schwieriger, wenn sich der Flügel Stallbedingungen nähert.
Ein weiterer Faktor ist ein ungünstiges Gieren , das mit dem Auftriebskoeffizienten zunimmt. Dieses nachteilige Gieren erhöht das Giermoment des harten Seitenruders und erhöht den Seitenschlupf, was wiederum mehr Rollmoment aus der V-Form gegen den Querrudereffekt erzeugt. Wenn das ungünstige Gieren mit niedrigerem Auftriebskoeffizienten nachlässt, sinkt auch der Seitenschlupfwinkel und die Querruder gewinnen an Steuerkraft.
Beachten Sie, dass die Aeroelastizität die Wirksamkeit aller Steuerflächen verringert, wenn die Geschwindigkeit zunimmt. Details hängen von der Torsionssteifigkeit des Rumpfes (der durch das ausgelenkte Seitenruder verdreht wird) und der Tragfläche (die sich gegen den Querruderausschlag verzieht) ab. Je nachdem, wo die Steifigkeit höher ist, können die Übergangsgeschwindigkeit und die eventuelle Rollautorität bei darüber liegenden Geschwindigkeiten variieren.
Warum führt eine Erhöhung des vertikalen Lastfaktors zu einer Erhöhung der Crossover-Fluggeschwindigkeit?
Denn eine höhere Auslastung erfordert bei gleicher Fluggeschwindigkeit einen höheren Auftriebsbeiwert.
Dies ist eine Ergänzung zu @ Peters akzeptierter Antwort, die in Bezug auf die B737 die richtige Antwort ist.
Übergangsgeschwindigkeit ist keine branchenübliche Nomenklatur. Ich vermute, dass dieser Begriff, wie er hier definiert ist, auf das B737-Programm beschränkt ist. Nicht jedes Flugzeug hat eine "Übergangsgeschwindigkeit" in seiner aktuellen Definition.
Wie im NTSB-Unfallbericht erwähnt , haben fast alle kraftbetriebenen Teil-25-Flugzeuge redundante Steuerpfade mit zwei oder mehr unabhängigen PCUs. Im Fall von B737 verfügt es über eine einzelne PCU (wenn auch von doppelt redundanten Hydrauliksystemen angetrieben) sowie eine Standby-PCU, die normalerweise zusammen mit dem Standby-Hydrauliksystem drucklos ist. Sofern das Flugzeug keinen doppelten Hydraulikausfall erkennt, ist die Rückkehr zum Standby-System ein manueller Prozess.
Im Fall von USAir 427 und Eastwind 517 scheint die Hauptursache der Unfälle in einem Stau innerhalb der PCU zu liegen, der eine Ruderumkehr entgegen der Befehlsrichtung verursachen kann. Sobald die Ruderumkehr ausgelöst wird, fühlt es sich eher wie ein Durchgehen bis zur Aktuatorlastgrenze (dh der Blowdown-Grenze) an.
Wäre das Ruder mit redundanten Steuerpfaden konstruiert worden, wäre dieses Ruder- Durchgehen nicht aufgetreten, da die anderen Aktuatoren gegen den blockierten ankämpften .
Bei redundanten Aktiv-Aktiv-Steuerpfaden könnte jedoch immer noch ein Ruderstau (kein Durchgehen) auftreten. Dies müssen Flugzeughersteller bei der Zertifizierung nach 14 CFR 25.671(c) berücksichtigen. Die Hersteller müssen nachweisen, dass das Flugzeug in der Lage ist, mit blockiertem Seitenruder weiterhin sicher zu fliegen und zu landen.
Aber die Position, an der das Ruder klemmt, muss irgendwo liegen, wo der Pilot (oder die automatische Steuerung) vorher befohlen hat. Wie Sie sich vorstellen können, ist es äußerst selten, das Ruder auf vollen Ausschlag (dh die Blowdown-Grenze) zu befehlen, und ein Stau dort wäre während der Lebensdauer des Flugzeugs äußerst unwahrscheinlich. Andere Faktoren verhindern auch ein Blockieren des Ruders an seiner Blowdown-Grenze; Beispielsweise haben viele Flugzeuge einen Seitenruderwegbegrenzer oder Seitenrudersteuerbegrenzer.
Daher müssen wir normalerweise nicht berücksichtigen, dass das Ruder für die Zertifizierung voll blockiert ist. Die genaue Position für Stauüberlegungen war ein aktives Thema und Gegenstand einer ARAC - Aufgabe . Generell ist die Stauposition manöver- und flugphasenabhängig.
Zusammenfassend lässt sich sagen, dass es aufgrund der unterschiedlichen Art des Ruderstaus möglicherweise keine einzige Übergangsgeschwindigkeit gibt (in der B737-Definition), noch hat jedes Flugzeug eine solche Geschwindigkeit.
Dies scheint eine Frage der Ausblendung des Querruders gegenüber dem Seitenruder zu sein. Eine höhere AoA blendet nach oben angehobene Querruder aus. Dies geschieht bei niedrigeren Geschwindigkeiten und größerem G "vertikale Belastung" mit Höhenruder. Ein möglicher Beitrag wäre, dass das Höhenruder den Luftstrom auch diagonal über das Seitenruder ablenkt und seine effektive Länge vergrößert.
Obwohl das Seitenruder bei höherem AOA ausgeblendet wird, kann die Wirkung auf die Querruder größer sein.
Dies könnte in einem Windkanal getestet werden, um möglicherweise eine Neugestaltung in Betracht zu ziehen. Größere Querruder oder Dual-Rate für langsamere Geschwindigkeiten können eine Lösung darstellen, ebenso wie die Bewertung des/der Seitenruder(s).
Post Script: Im Wesentlichen ging das Flugzeug in einen kreuzgesteuerten Höhenruder-Achterstall. Vielleicht würde eine neuere Technologie (z. B. das Modifizieren eines Satzes von Flügelspoilern in Clamshells) zur Unterstützung der Ruderfunktion helfen.
Robert DiGiovanni
Peter Kämpf
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Vikki
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Robert DiGiovanni
Gerber Swett
Peter Kämpf