Warum wäre das MCAS von Boeing einer modifizierten Fühl- und Zentriereinheit vorzuziehen?

Laut einigen Quellen besteht der Zweck von MCAS bei Boeings 737 MAX-Varianten darin, die Gegenkraft zu erhöhen, die erforderlich ist, um die Nase beim manuellen Fliegen mit hohen Anstellwinkeln weiter anzuheben, um dem Flugzeug akzeptable Handhabungseigenschaften zu verleihen, wenn es sich einem Strömungsabriss nähert.

Sowohl die MAX-Varianten als auch ihre Vorgänger verfügen jedoch bereits über eine Höhenruder- Feel- und Zentriereinheit (Seite 8), deren Zweck die Generierung eines angemessenen Stick-Force-Feedbacks in allen Flugphasen zu sein scheint. Wenn ja, dann wäre dies auf den ersten Blick die geeignete Einheit, um die Funktion von MCAS zu implementieren, was die Frage aufwirft, warum MCAS die bevorzugte Lösung wäre.

Ein paar Möglichkeiten sind mir eingefallen, aber das sind nur Vermutungen:

  1. Die MCAS-Funktionalität erfordert eine Anstellwinkeleingabe, die möglicherweise dort nicht verfügbar ist, wo sich die Fühl- und Zentriereinheit befindet (im Heck), und es wäre kompliziert, diese Informationen dorthin zu bringen.

  2. Diese Antwort besagt, dass die Fühl- und Zentriereinheit ein mechanischer Computer ist; Angesichts dessen ist es daher möglicherweise nicht einfach zu ändern.

  3. Eine Änderung der Fühl- und Zentriereinheit würde eine vollständige Neuzertifizierung erfordern , nicht nur ihre neue Funktion.

  4. Neben der Änderung der Fahreigenschaften wird MCAS auch als direkter Beitrag zur Stall-Verhinderung angesehen, indem der Anstellwinkel verringert wird.

NB: Vor kurzem schrieb Dominic Gates einen informativen Artikel in der Seattle Times über die Ursprünge von MCAS.

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Bei der 737 NG neigte sich die Nase des Flugzeugs bei hohen Anstellwinkeln natürlich nach unten, was dazu beitrug, sich von einem Strömungsabriss zu erholen und die Fluggeschwindigkeit zu erhöhen.

Die größeren Triebwerksgondeln der 737 MAX befinden sich vor dem Schwerpunkt, was bedeutet, dass sie bei hohen Anstellwinkeln die Nase nach oben drücken. MCAS hilft in dieser Situation, die Nase nach unten zu drücken, ähnlich wie sich die 737 NG verhalten würde.

Die zusätzliche Trimmung mit der Nase nach unten hat den Nebeneffekt, dass bei hohen Anstellwinkeln mehr Höhenrudereingabe erforderlich ist, aber das war nicht der Hauptzweck.

Es gibt mehrere Gründe, warum die Fühl- und Zentriereinheit Schwierigkeiten haben würde, eine ähnliche Funktionalität bereitzustellen:

  1. Das Flugzeug sollte sich auch ohne Steuereingabe nach unten neigen, so dass dies nicht einfach durch Ändern der Reaktion der Höhenruder auf Piloteneingaben erreicht werden könnte.
  2. MCAS erhält Eingaben aus Anstellwinkel, Höhe, Klappenposition und Fluggeschwindigkeit. Die Fühl- und Zentriereinheit erfasst derzeit nur die Fluggeschwindigkeit, daher müsste sie irgendwie die anderen Eingaben erhalten.
  3. Die Fühl- und Zentriereinheit ist ein mechanischer Computer, daher kann das Hinzufügen neuer Eingaben und das Ändern des Verhaltens sehr komplex zu entwerfen und zu zertifizieren sein.

Eine andere Möglichkeit wäre, das Mach Trim-System zu verwenden, um die Gefühls- und Zentriereinheit einzustellen. Das Mach Trim-System verwendet den Flugcomputer, um die neutrale Position des Höhenruders anzupassen, um Stabilität bei höheren Geschwindigkeiten zu gewährleisten. Während der Flugcomputer über alle erforderlichen Informationen verfügen sollte, bietet die Trimmung des Stabilisators viel mehr Kontrollbefugnis.

Wollen Sie damit sagen, dass das Problem der Handhabungseigenschaften, das im Artikel von Leeham News besprochen wird, nicht der Grund für MCAS ist? Ist das Pitch-Down-Verhalten des NG vor dem Stall?
Er sagt nicht, dass der Artikel falsch ist. Die Handhabungseigenschaften bei hoher AoA sind genau das, wofür MCAS da ist. Die FCU erhöhte bereits bei aktiver Stall-Warnung im NG die hinteren Steuerknüppelkräfte. Der Unterschied besteht darin, dass bei einer bestimmten AoA der von den Triebwerksgondeln erzeugte Auftrieb zu einem Faktor wurde, der ein stärkeres Aufwärtsmoment der Nase erzeugte als das NG, das bei derselben AoA erzeugt wurde. Ein Verkaufsargument des MAX ist, dass er sehr wenig Übergangstraining für Piloten erfordert, die derzeit NGs fliegen. Sie verwendeten das MCAS, um der Leistung des NG besser gerecht zu werden.
@TomMcW Ich bin mit den Punkten, die Sie machen, nicht einverstanden, aber meine Frage lautet nicht "Wofür ist MCAS?"
Ich nehme an, der Grund für die Instabilität beim Drücken der Nase bei hohem Anstellwinkel ist, dass der Auftriebsschwerpunkt vor dem Massenmittelpunkt liegt. Aber warum verschiebt das Vorwärtsschalten des Motors das Zentrum des Auftriebs? Ohne Berücksichtigung des Sekundäreffekts wird der Schub des Triebwerks parallel zum Rumpf und damit zur Tragfläche gelenkt. Es sollte also kein erkennbarer Unterschied im Drehmoment in Bezug auf den Massenmittelpunkt der gesamten Ebene bestehen.
@Hans bei hoher AOA erzeugen die Motoren aerodynamischen Auftrieb. Je weiter vorne (oder größer) sie also sind, desto weiter bewegt sich das gesamte Auftriebszentrum nach vorne.
Ihre Behauptung verwirrt mich in zwei Teilen. Erstens erzeugt das Triebwerk selbst zusätzlich zum Schub parallel zu Rumpf und Flügel Auftrieb. Zweitens ist der so erzeugte Auftrieb abhängig von der AOA. Könnten Sie diese Punkte bitte erläutern oder einige Referenzen angeben, am besten, wenn sie mit mathematischer Ableitung kommen?
@Hans Alle Triebwerksgondeln erzeugen aufgrund ihrer annähernd zylindrischen Form Auftrieb. Wenn der Luftstrom parallel zur Achse eines Zylinders verläuft, wird kein Auftrieb erzeugt, aber bei einem bestimmten Anstellwinkel der Zylinderachse wird ein gewisser Auftrieb erzeugt. Wie im Allgemeinen ist dieser Auftrieb eine Funktion dieses Winkels, der Fluggeschwindigkeit und der Dichte. Da sich die Triebwerke vor dem Flügel befinden, wirkt dieser Auftrieb destabilisierend. Für einen geringen Luftwiderstand sind die Motoren so montiert, dass sie im Reiseflug einen kleinen Anstellwinkel haben, sodass dieser Auftrieb nur bei niedrigeren Geschwindigkeiten und höherer AofA signifikant ist ...
@Hans Bis zu einem gewissen Grad betrifft dies alle Flugzeuge mit Triebwerken, die unter / vor dem Flügel montiert sind, aber im Fall der 737 MAX ist dies zu einem Problem geworden, da die Triebwerke viel größer und weiter vorne geworden sind als die des Flügels und Stabilisator wurden ursprünglich zusammen mit entwickelt. leehamnews.com/2018/11/14/… NB: Die Verlängerung des Rumpfes destabilisiert auch, da das Druckzentrum eines Zylinders vor seinem geometrischen Zentrum liegt. leehamnews.com/2018/11/30/bjorns-corner-pitch-stability-part-2

Eine Änderung des Pitch-Feel-Systems würde das Problem nicht lösen. Es ist das natürliche Verhalten des MAX getrennt vom Flugsteuerungssystem (dh das Verhalten, wenn Sie die Steuerung nicht berühren). Wie Fooot sagt, haben die Motoren des MAX den Effekt, den gesamten Auftriebsschwerpunkt etwas nach vorne zu verschieben, was mehr oder weniger dasselbe ist wie eine Verschiebung des Schwerpunkts nach hinten.

Das Flugzeug ist in bestimmten Bereichen (Klappen nach oben) neutral oder fast neutral stabil in der Neigung, insbesondere bei höheren Leistungseinstellungen, bei denen der Schub zum Moment des Anhebens der Nase beiträgt - schlimm genug, dass die Neigungslage des Flugzeugs nach oben driften würde wenn Es sollte felsenfest sein, und schlimmer noch, die natürliche Tonhöhe, die Sie mit einer Geschwindigkeitsverringerung erhalten sollten, war nicht vorhanden oder sehr schwach. Dem könnte der Pilot entgegenwirken, aber die Arbeitsbelastung beim Handfliegen steigt stark an, wenn man ständig mit einem Flugzeug eingreifen muss, das ein bisschen seinen eigenen Kopf hat. Das Fliegen von fast jedem Flugzeug mit einem übermäßig nach achtern ausgerichteten Schwerpunkt ist so.

Die richtige Lösung wäre, den Bereich des Betriebsschwerpunkts nach vorne zu verschieben, um den Einfluss der weiter vorne liegenden Motoren aufzuheben, und das horizontale Heck größer zu machen, um dies auszugleichen, damit die Heckkraft, die zum Drehen beim Start erforderlich ist (was normalerweise die schwierigste Aufgabe des Hecks ist). ist immer noch hier. Sie wollten diesen Weg nicht gehen und beschlossen, Software zu verwenden, um den Stab im Hintergrund laufen zu lassen, um das Stabilitätsproblem vor dem Piloten zu „maskieren“, damit sie den C-of-G-Bereich dort halten konnten, wo er war. Es ist im Grunde ein künstliches Stabilitätssystem mit einer engen Betriebsanforderung, die als Pflaster hinzugefügt wird, um eine weitaus teurere Modifikation zu vermeiden.

Es ist nicht das erste Mal, dass es gemacht wird. Ich erinnere mich, dass bei einem anderen Typ, nämlich der MD-11, etwas Ähnliches gemacht wurde, das es ermöglichte, das Flugzeug mit einem weiter nach hinten gerichteten Schwerpunkt als normal zu betreiben, um die Heckabwärtskraft im Reiseflug zu verringern und den Trimmwiderstand zu verringern. Ich erinnere mich dunkel an einen Vorfall vor langer Zeit, bei dem das System während des Fluges getrennt wurde und der Pilot das Fliegen seines neutral stabilen Verkehrsflugzeugs übernahm, das bei Mach Point was auch immer kreuzte, und eine vom Piloten induzierte Oszillation begann, die die Leute im Hintergrund ziemlich durcheinander brachte. wie das Schütteln einer Tube Pringles-Kartoffelchips.

In dieser Antwort wird die Gefühls- / Zentriereinheit nicht erwähnt, aber Sie scheinen implizit zu sagen, dass dies keine Kandidatenlösung wäre, da die Erfüllung der Anforderungen an die Handhabungseigenschaften im Gegensatz zum Artikel von Leehams News nicht das Problem war, zu dessen Lösung MCAS entwickelt wurde . Wenn ja, könnten Sie Ihre Antwort ändern, um diesen Punkt ausdrücklich hervorzuheben, vorzugsweise mit Verweisen auf eine maßgebliche Quelle darüber, was eine Art von Minderung erforderlich gemacht hat?
@sdenham, das Problem mit der Zentriereinheit besteht darin, dass sie das Joch zur Mitte ziehen soll, aber um die Stabilität zu erhöhen, müssen Sie die Mitte herumbewegen, wozu die Trimmung dient.
@JanHudec Ich schlage nicht vor, dass die Feel and Centering Unit, wie sie derzeit implementiert ist, das Problem löst - wenn dies der Fall wäre, wären keinerlei Modifikationen erforderlich, um die Wirkung der neuen Motoren auszugleichen.
@sdenham, und ich spreche nicht von der aktuellen Implementierung, sondern vom Gesamtzweck. Das Problem, zu dessen Lösung MCAS entwickelt wurde, sind schlechte Handhabungseigenschaften, aber das Modifizieren von Handhabungseigenschaften ist ein Problem, das völlig unabhängig von dem Zweck der Fühl- und Zentriereinheit ist.
@JanHudec Laut 737ng.co.uk/B_NG-Flight_Controls.pdf "Der Höhenrudergefühl-Computer liefert simulierte aerodynamische Kräfte ... Das Gefühl wird durch das Höhenrudergefühl und die Zentriereinheit auf die Steuersäulen übertragen." Dies (und der Name) deutet darauf hin, dass es mehr tut als nur zu zentrieren, und das Modifizieren der Kontrollkräfte ist das, was laut dem Artikel von Leeham News der Zweck von MCAS ist.
@sdenham: "Steuerkräfte modifizieren" ist ein zu weit gefasster Begriff. Die Fühl- und Zentriereinheit liefert „simulierte aerodynamische Kräfte“, aber die aerodynamischen Kräfte drücken das Höhenruder immer in Richtung Mitte (relativ zum beweglichen Stabilisator), nur mit dynamischem Druck steigend, so dass es immer noch „nur zentrierend“ ist, mit variabler Kraft. Das Ändern der Position des Zentrums ist der Grund, warum der Stabilisator beweglich ist, also ist das Hinzufügen von Logik, die ihn bewegt, die offensichtlichere Änderung. Es gab auch einige andere Fälle von Auto-Trimmung bereits seit dem Vorgängermodell.
Gefühls- und Zentriereinheiten sind nur Kästen mit Bungee-Federn im Inneren und einem mechanischen System, bei dem die Federn gegen einen Hebel mit variablem Drehpunkt arbeiten. Das Federpaket wird durch einen in den Steuerkreis eingebundenen Hebel angetrieben. Wenn der Pilot die Steuerung bewegt, drückt er die Bungee-Federn zusammen. Der variable Drehpunkt wird von einem Computer bewegt, der ihn anpasst, um die vom Piloten empfundene Kraft zu ändern, was die Zunahme und Abnahme der Steuerkräfte mit der Geschwindigkeit und anderen Faktoren simuliert steuert.
@JanHudec Laut Bjorn Ferhm wird der MAX nicht statisch instabil, und das spezifische Problem besteht darin, dass „der Flugzeug-OEM gebeten wird, Korrekturen für die Nickeigenschaften des Flugzeugs vorzuschlagen, damit es für die Verwendung nach einem Mindeststandard als akzeptabel beurteilt werden kann ( bzgl. Ausbildung und Befähigung) Pilot" und es wurde (vor MCAS) als inakzeptabel beurteilt, weil "der Pilot beim Annähern an den Stall das Gefühl hatte, als ob das Flugzeug für dieselbe Steuerknüppeleingabe plötzlich schneller aufsteigt". Sie mögen Björn nicht zustimmen, aber wenn dem so ist, liegt das Problem genau in der Größe der Kraft in Richtung der Mittelposition.
@JohnK Vielen Dank für Ihre ausführlichen Kommentare. Ist es unvernünftig zu sagen, dass der variable Drehpunkt zumindest im Prinzip angepasst werden könnte, um das problematische „Aufhellen“ der Steuerung bei hohen Anstellwinkeln zu korrigieren, indem die Rückstellkraft mit einem Faktor > 1,0 multipliziert wird? Ich frage mich, ob der Computer, der den Drehpunkt einstellt, ein einfaches mechanisches (oder hydro- oder elektromechanisches) analoges Gerät ist, von dem ich vermute, dass es schwierig wäre, AofA-Eingabe und zusätzliche Regeln hinzuzufügen, und möglicherweise vollständig neu erstellt werden müsste. für alle Flugregime zugelassen?
@JohnK Ohne aerodynamisches Feedback (und somit mit vollständig von der Gefühls- / Zentriereinheit eingestellter Stick-Kraft) scheint die Aufgabe der Einheit 1 zu sein, dass die Stick-freie / neutrale Position dem Höhenruder entspricht, das mit dem Stabilisator 2 übereinstimmt ) Die Steuerknüppelkraft ist immer in Richtung Neutral 3) Bei einer bestimmten Fluggeschwindigkeit führt eine bestimmte Kraftänderung zu einer festen Änderung der Neigung 4) Erhöhen Sie die Kraft mit der Fluggeschwindigkeit. Da es keine Rückkopplung gibt, würde die reduzierte Stabilität als große Tonhöhenänderung bei einer kleinen Verschiebungsänderung erscheinen , die sich „leicht“ anfühlen würde, da die Kraft proportional zur Verschiebung ist.
Das Grundproblem ist, dass das Verhaltensproblem nicht durch Änderungen des vom Piloten gefühlten Kraftregimes angegangen werden kann. Das Problem ist sozusagen das „externe“ natürliche Verhalten, das einen „externen“ Eingriff durch ein System erforderte, das im Hintergrund arbeitet und das Flugzeug dazu zwingt, sich auf eine Weise zu verhalten, die für den Piloten transparent ist. Am einfachsten geht das mit der Stabspindel. Eine Alternative könnte ein Gerät sein, das wie ein Gierdämpfer funktioniert und das Höhenruder stromabwärts des Fühlsystems bewegt, so dass der Pilot es nicht bemerkt, aber das wäre viel teurer.
@sdenham, ich habe nicht gesagt, dass es statisch instabil ist, aber was Sie beschreiben, hört sich genau so an, als ob es kurz vor dem Abwürgen einen Bereich mit unzureichender statischer Stabilität gibt. Wenn der Anstellwinkel zunimmt, bewegt sich der Druckmittelpunkt – bei jedem Flugzeug – leicht nach vorne, wodurch ein Nickmoment entsteht und die statische Stabilität verringert wird. Wenn das tatsächlich der Effekt ist, der hier zu stark geworden ist, muss ein Pitch-Down-Moment erzeugt werden, dh die Nase nach unten getrimmt werden. Ohne das können die Piloten einfach auf die gefährlich langsame Geschwindigkeit trimmen und das Vervielfachen der Kraft hilft nicht, weil sie von vornherein null ist…
@JanHudec Sie werden sehen, dass die verringerte Stabilität bei hohen Anstellwinkeln in der Tat die Ursache für die inakzeptablen Fahreigenschaften ist. Während Ihr Problem, dass Piloten in der Lage sind, die Rückstellkraft herauszuschneiden, gültig erscheint, scheint es auch etwas zu sein, was Sie über jedes Flugzeug sagen könnten, das sich einem Stall nähert. Es ist auch wahr, dass Piloten die Trimmschalter verwenden können, um ACAS zu widerrufen, sodass ACAS das Risiko nicht beseitigt. (Fortsetzung)
@JanHudec Wenn Sie sagen, "es erfordert das Erstellen eines Pitch-Down-Moments", scheinen Sie zu sagen, dass ACAS eine Art Knüppelschieber vor dem Stall sein soll? Wenn Sie der Meinung sind, dass dies der Zweck von ACAS ist (etwas, was die Fühl- und Zentriereinheit nicht tun könnte), könnten Sie es vielleicht als Antwort aufschreiben.
Das Problem, so wie ich es verstehe, war, dass das Flugzeug, wenn es bei niedriger Geschwindigkeit hochgeklappt wurde, ohne Piloteneingabe anfangen konnte, sich zu neigen und langsamer zu werden. Mit anderen Worten, es würde unter seine Trimmgeschwindigkeit driften. MCAS wendet eine subtile Korrektur an, indem es die Stichnase etwa 9 Sekunden lang nach unten fährt, dann anhält und abwartet, was passiert. Wenn das Flugzeug immer noch aufsteigt, wiederholt es den Vorgang. Ich glaube nicht, dass der 37er überhaupt einen Drücker hat.
@JohnK Was Sie hier sagen, ist, dass es bei hohen Anstellwinkeln statisch instabil wird. Ich habe einige Quellen (oder Meinungen) gesehen, die das sagen, aber andere (einschließlich Bjorn Fehrms Artikel) sagen nein, es ist nur eine verringerte Stabilität. Dies ist nur ein Thema rund um MCAS, bei dem mehr Meinungen als Fakten im Umlauf sind, und vielleicht sollte ich zuerst danach fragen ... Wenn 737er keinen Steuerknüppel haben, könnte das ein Argument für MCAS sein, da MCAS Drücker hat. wie Verhalten.
@JohnK Lassen Sie mich das etwas überdenken ... Flugzeuge werden weiter langsamer (und haben folglich einen zunehmenden Anstellwinkel), wenn sie anfänglich auf der Rückseite der Widerstandskurve so gestört werden, dass sie abnehmen Geschwindigkeit vorübergehend, und es werden keine Korrekturmaßnahmen ergriffen. Dies wird zumindest in der allgemeinen Luftfahrt nicht als inakzeptables Verhalten angesehen (ich bin mir nicht sicher, wohin diese Beobachtung führt ...)
@JohnK Ich habe eine andere Quelle gefunden (wenn auch nicht die primäre), die besagt, dass das Problem eine verringerte Kraft und keine vollständige Instabilität ist: „Da die Gondel vor dem C von G liegt, verursacht dieser Auftrieb einen leichten Pitch-up-Effekt (dh eine Verringerung der Stick-Kraft ) . Dies könnte dazu führen, dass der Pilot das Steuerkreuz versehentlich weiter nach achtern zieht als beabsichtigt, wodurch das Flugzeug näher an den Strömungsabriss herangebracht wird. Dieses abnormale Neigen der Nase nach oben ist gemäß 14CFR §25.203(a) „Stall-Eigenschaften“ nicht zulässig.“ Auch '[MCAS] dient nicht der Stall-Prävention (obwohl es indirekt hilft)' b737.org.uk/mcas.htm ... Ich habe auch FAR §25.173 (Stabilität) gesehen.
Sie unterstützen die Meinung von @fooot und behaupten, dass "die Motoren des MAX den Effekt haben, das gesamte Auftriebszentrum nach vorne zu verschieben". Ich bezweifle das und habe es ihm unter seiner Antwort gestellt: „Ihre Behauptung verwundert mich in zwei Teilen. Erstens erzeugt das Triebwerk selbst zusätzlich zum Schub parallel zu Rumpf und Flügel Auftrieb. Zweitens ist der so erzeugte Auftrieb abhängig von der AOA. Könnten Sie diese Punkte bitte erläutern oder einige Referenzen angeben, am besten, wenn sie mit mathematischer Ableitung kommen? Darauf kann er jedoch keine Antwort geben. Haben Sie eine Antwort auf meine Frage?
@ JohnK - das McD-Flugzeug, nach dem Sie wegen der Probleme mit der Pitch-Stabilität suchen, ist die MD-11, auch bekannt als "Pitch B # $! @ of Long Beach", BTW

Boeing wollte, dass der MCAS-Effekt für den Piloten transparent ist, als Beweis wurde im FCOM nichts darüber erwähnt.

Das Einwirken auf den Gefühls- und Zentriermechanismus würde eine plötzliche Wirkung auf die Säule erfordern, die von den Piloten bemerkt und als Fehler deklariert worden wäre, da Sie die gleiche Wirkung erzielen würden wie die Trimmung, wenn Sie den Höhenruderbereich im Vergleich zum THS-Bereich berücksichtigen bräuchte eine plötzliche gewaltige sichtbare Verschiebung der Säulenzentrierung, während ein einzelner Trimmschlag von 2,5° (0,6° im Originaldesign) weniger störend ist, vor allem weil kurze Trimmbewegungen aus anderen Gründen auch im Handflug möglich sind, wie z Mach trimmen.

Wen stört schon ein einziger Trimmschuss, war es nicht ein fehlerhafter AOA, der sich wiederholende Trimmschüsse produziert? Tatsächlich blieb es transparent, bis das fehlerhafte AOA die Abstürze verursachte

Vielen Dank für Ihre Antwort, aber könnten Sie erläutern, warum dies unweigerlich zu einem plötzlichen Effekt führen würde? Wäre es für die Einheit unmöglich, die Kraft relativ zu der von der NG-Einheit erzeugten Kraft schrittweise zu erhöhen, wenn die Fluggeschwindigkeit in Richtung des Strömungsabrisses abnimmt? (Ich sage eher Geschwindigkeit als AofA, weil das Gerät diese Daten AFAIK nicht erhält, aber es hat ein Paar dedizierter Pitots.)
@sdenham, das Erhöhen der Kraft macht einen Unterschied mit dem NG, daher ist Training erforderlich, aber Boeing wollte kein zusätzliches Simulatortraining, daher die Notwendigkeit von MCAS und so transparent wie möglich. Es ist plötzlich, weil es beim Einfahren der Klappe unerwartet auftritt, sobald die Geschwindigkeit über 230 Knoten liegt. Bitte beachten Sie die folgende Website. reuters.com/article/us-ethiopia-airplane-regulator-insight/…
Wie würde die Verwendung der Gefühls- und Zentriereinheit von Piloten als Fehler angesehen werden, die Verwendung der Trimmung jedoch nicht?

Die Wurzel des Problems beim MCAS liegt darin, dass sich der Anstellwinkelsensor in der Nähe der Nase befindet und nicht an der Vorderkante des Flügels, wo er hingehört. Es soll den Anstellwinkel des Flügels messen. Stattdessen misst es den Anstellwinkel DER NASE. Diese Messungen sind nicht dieselben, während das Flugzeug die Neigung ändert.

Bei einem langen Rumpf wird das Absenken der Nase vom Steigflug in den Reiseflug fälschlicherweise eine Fluglage mit der Nase nach oben anzeigen, da sich der Rumpf um die Tragfläche dreht. Aus diesem Grund ereigneten sich beide Abstürze aufgrund von Problemen, die beim Wechsel von Steigflug zu Reiseflug auftraten. Ob das MCAS versagt oder nicht, hängt vollständig von der Geschwindigkeit ab, mit der der Pilot die Tonhöhe ändert. Drücken Sie den Steuerknüppel zu weit nach vorne, und Sie sind verloren, wenn das MCAS die Pitch-Steuerung übernimmt und sie nicht zurückgibt.

Der falsche „Nose Up“-Messwert bewegt die Trimmung des Höhenruders, um die Nase weiter abzusenken, was wiederum einen falschen „Nose Up“-Messwert auslöst. Es ist eine Rückkopplungsschleife, die nicht aufhört, bis MCAS seine Grenze erreicht, die jedes Mal zurückgesetzt wird, wenn der Pilot den Anweisungen folgt und die Reset-Taste drückt. Drücken Sie ihn mehr als dreimal, und die Trimmung wird auf die mechanischen Grenzen der Höhenrudertrimmung eingestellt. Beim zweiten Absturz drückte der Pilot mehr als 20 Mal den Reset-Knopf.

Aber in der Nähe des Flügels haben Sie Nebenwirkungen von der Strömung um den Flügel herum. Es gibt viele Alpha-Flügel am Rumpf, zB an allen Airbus-Flugzeugen, die ich kenne. Es wäre auch möglich, diesen Fehler mathematisch mit der Nickrate und der Fluggeschwindigkeit zu korrigieren. Wenn Sie den Anstellwinkelsensor zum Flügel bewegen, müssen Sie ihn für alle verschiedenen Klappeneinstellungen kalibrieren, mit und ohne Ausfall von Klappen oder Vorflügeln. Viel einfacher, es einfach am Rumpf zu kalibrieren, wo sich zumindest die Geometrie nicht ändert.
Warum wäre das MCAS von Boeing einer modifizierten Fühl- und Zentriereinheit vorzuziehen?
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